Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 308 (MVA H.40) AIRFOIL (goe308-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 308 (MVA H.40) AIRFOIL (goe308-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 32.21 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe308-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe308-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 308 (MVA H.40) AIRFOIL                      
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.3118   0.11157   0.10477  -0.0264   1.0000   0.1318
  -8.500  -0.3201   0.11078   0.10410  -0.0270   1.0000   0.1349
  -8.250  -0.3353   0.11100   0.10449  -0.0274   1.0000   0.1359
  -8.000  -0.3195   0.10493   0.09844  -0.0260   1.0000   0.1390
  -7.750  -0.3144   0.10171   0.09527  -0.0248   1.0000   0.1433
  -7.500  -0.3212   0.10009   0.09377  -0.0239   1.0000   0.1470
  -7.250  -0.3356   0.09948   0.09331  -0.0232   1.0000   0.1494
  -7.000  -0.3524   0.09989   0.09386  -0.0246   1.0000   0.1508
  -6.750  -0.3373   0.09365   0.08767  -0.0207   1.0000   0.1555
  -6.500  -0.3401   0.09155   0.08566  -0.0193   1.0000   0.1611
  -6.250  -0.3530   0.09146   0.08565  -0.0206   1.0000   0.1650
  -6.000  -0.3520   0.08777   0.08204  -0.0183   1.0000   0.1682
  -5.750  -0.3509   0.08498   0.07932  -0.0159   1.0000   0.1748
  -5.500  -0.3587   0.08528   0.07959  -0.0189   1.0000   0.1804
  -5.250  -0.3557   0.08062   0.07506  -0.0148   1.0000   0.1841
  -5.000  -0.3546   0.07833   0.07277  -0.0137   1.0000   0.1913
  -4.750  -0.3533   0.07627   0.07070  -0.0146   1.0000   0.1969
  -4.500  -0.3502   0.07337   0.06784  -0.0123   1.0000   0.2041
  -4.250  -0.3456   0.07105   0.06550  -0.0129   1.0000   0.2123
  -4.000  -0.3380   0.06930   0.06367  -0.0139   1.0000   0.2246
  -3.750  -0.3311   0.06713   0.06147  -0.0136   1.0000   0.2386
  -3.500  -0.3259   0.06426   0.05863  -0.0121   1.0000   0.2537
  -3.250  -0.3208   0.06139   0.05580  -0.0103   1.0000   0.2699
  -3.000  -0.3148   0.05883   0.05328  -0.0085   1.0000   0.2890
  -2.750  -0.3078   0.05658   0.05099  -0.0075   1.0000   0.3158
  -2.500  -0.3034   0.05419   0.04865  -0.0052   1.0000   0.3481
  -2.250  -0.3022   0.05184   0.04638  -0.0019   1.0000   0.3916
  -2.000  -0.3009   0.04951   0.04412   0.0015   1.0000   0.4353
  -1.750  -0.2834   0.04682   0.04147   0.0023   0.9933   0.4927
  -1.500  -0.2503   0.04378   0.03844   0.0010   0.9783   0.5514
  -1.250  -0.2024   0.04095   0.03548  -0.0044   0.9621   0.5753
  -1.000  -0.0312   0.04184   0.03430  -0.0399   0.9405   0.3039
  -0.750   0.0408   0.04034   0.03169  -0.0469   0.9235   0.2040
  -0.500   0.0939   0.03886   0.02937  -0.0507   0.9072   0.1803
  -0.250   0.1406   0.03721   0.02742  -0.0539   0.8909   0.1770
   0.000   0.1890   0.03607   0.02578  -0.0571   0.8750   0.1808
   0.250   0.2348   0.03495   0.02441  -0.0600   0.8593   0.1957
   0.500   0.2954   0.03356   0.02268  -0.0650   0.8448   0.2226
   0.750   0.3519   0.03183   0.02112  -0.0696   0.8313   0.3118
   1.000   0.3912   0.03040   0.02032  -0.0714   0.8175   0.4182
   1.250   0.5147   0.02843   0.01892  -0.0876   0.8069   1.0000
   1.500   0.5517   0.02862   0.01879  -0.0886   0.7919   1.0000
   1.750   0.5867   0.02880   0.01874  -0.0894   0.7774   1.0000
   2.000   0.6238   0.02890   0.01865  -0.0904   0.7645   1.0000
   2.250   0.6551   0.02916   0.01878  -0.0905   0.7514   1.0000
   2.500   0.6774   0.02975   0.01928  -0.0895   0.7375   1.0000
   2.750   0.6967   0.03050   0.01996  -0.0881   0.7241   1.0000
   3.000   0.7153   0.03132   0.02072  -0.0866   0.7113   1.0000
   3.250   0.7353   0.03210   0.02148  -0.0854   0.6994   1.0000
   3.500   0.7646   0.03246   0.02181  -0.0852   0.6890   1.0000
   3.750   0.7911   0.03292   0.02224  -0.0846   0.6782   1.0000
   4.000   0.8006   0.03427   0.02361  -0.0822   0.6660   1.0000
   4.250   0.8149   0.03541   0.02479  -0.0804   0.6544   1.0000
   4.500   0.8401   0.03597   0.02536  -0.0795   0.6438   1.0000
   4.750   0.8765   0.03577   0.02517  -0.0796   0.6330   1.0000
   5.000   0.8871   0.03701   0.02646  -0.0771   0.6199   1.0000
   5.250   0.9013   0.03804   0.02758  -0.0750   0.6067   1.0000
   5.500   0.9167   0.03905   0.02864  -0.0731   0.5939   1.0000
   5.750   0.9357   0.03987   0.02953  -0.0714   0.5815   1.0000
   6.000   0.9628   0.04018   0.02992  -0.0704   0.5695   1.0000
   6.250   1.0025   0.03973   0.02957  -0.0704   0.5578   1.0000
   6.500   1.0071   0.04151   0.03148  -0.0676   0.5447   1.0000
   6.750   1.0109   0.04344   0.03352  -0.0648   0.5317   1.0000
   7.000   1.0156   0.04540   0.03559  -0.0622   0.5189   1.0000
   7.250   1.0217   0.04732   0.03762  -0.0598   0.5063   1.0000
   7.500   1.0370   0.04861   0.03903  -0.0580   0.4937   1.0000
   7.750   1.0680   0.04883   0.03944  -0.0572   0.4817   1.0000
   8.000   1.0856   0.05013   0.04089  -0.0556   0.4700   1.0000
   8.250   0.9984   0.05938   0.05001  -0.0490   0.4591   1.0000
   8.500   0.9412   0.06828   0.05874  -0.0478   0.4489   1.0000
   8.750   1.0709   0.05952   0.05059  -0.0479   0.4389   1.0000
   9.000   0.9019   0.07940   0.06985  -0.0475   0.4320   1.0000
   9.250   0.9430   0.07897   0.06969  -0.0460   0.4237   1.0000
   9.500   0.8945   0.08812   0.07867  -0.0478   0.4220   1.0000
   9.750   0.8744   0.09432   0.08488  -0.0490   0.4214   1.0000
  10.000   0.8648   0.09962   0.09022  -0.0500   0.4220   1.0000
  10.250   0.8657   0.10433   0.09502  -0.0510   0.4235   1.0000
  10.500   1.2674   0.03935   0.03145  -0.0244   0.2681   1.0000
  10.750   1.2517   0.04052   0.03264  -0.0193   0.2415   1.0000
  11.000   1.2354   0.04250   0.03448  -0.0154   0.2102   1.0000
  11.250   1.2162   0.04554   0.03722  -0.0125   0.1795   1.0000
  11.500   1.1975   0.04940   0.04088  -0.0108   0.1543   1.0000
  11.750   1.1814   0.05353   0.04483  -0.0098   0.1359   1.0000
  12.000   1.1683   0.05768   0.04885  -0.0092   0.1221   1.0000
  12.250   1.1581   0.06167   0.05273  -0.0089   0.1126   1.0000
  12.500   1.1527   0.06533   0.05639  -0.0086   0.1041   1.0000
  12.750   1.1487   0.06878   0.05974  -0.0081   0.0981   1.0000
  13.000   1.1508   0.07167   0.06275  -0.0072   0.0926   1.0000
  13.250   1.1591   0.07371   0.06461  -0.0055   0.0877   1.0000
  13.500   1.1706   0.07609   0.06728  -0.0039   0.0843   1.0000
  13.750   1.1798   0.07876   0.07015  -0.0028   0.0809   1.0000
  14.000   1.2067   0.07995   0.07123  -0.0001   0.0760   1.0000
  14.250   1.2009   0.08458   0.07620  -0.0006   0.0751   1.0000
  14.500   1.1922   0.08967   0.08161  -0.0016   0.0748   1.0000
  14.750   1.1784   0.09552   0.08774  -0.0034   0.0748   1.0000
  15.000   1.1611   0.10206   0.09451  -0.0060   0.0751   1.0000
  15.250   1.1409   0.10939   0.10205  -0.0094   0.0755   1.0000
  15.500   1.1213   0.11711   0.10993  -0.0131   0.0761   1.0000
  15.750   1.0245   0.14440   0.13743  -0.0315   0.0875   1.0000
<< Back to GOE 308 (MVA H.40) AIRFOIL (goe308-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 308 (MVA H.40) AIRFOIL (goe308-il)