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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 308 (MVA H.40) AIRFOIL (goe308-il)