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

GOE 289 (MVA 289) AIRFOIL (goe289-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 289 (MVA 289) AIRFOIL (goe289-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.33 at α=11.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe289-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe289-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 289 (MVA 289) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2974   0.14550   0.13975  -0.0215   1.0000   0.1997
  -9.500  -0.3210   0.14650   0.14085  -0.0206   1.0000   0.2033
  -9.250  -0.3550   0.14855   0.14304  -0.0199   1.0000   0.2045
  -9.000  -0.3288   0.14245   0.13695  -0.0176   1.0000   0.2081
  -8.750  -0.3280   0.14067   0.13522  -0.0159   1.0000   0.2123
  -8.500  -0.3249   0.13917   0.13372  -0.0216   0.9926   0.2208
  -8.250  -0.3025   0.13447   0.12901  -0.0260   0.9847   0.2252
  -8.000  -0.2755   0.13067   0.12516  -0.0293   0.9764   0.2334
  -7.750  -0.3054   0.13203   0.12661  -0.0333   0.9680   0.2398
  -7.500  -0.2487   0.12461   0.11910  -0.0360   0.9597   0.2477
  -7.250  -0.2639   0.12448   0.11903  -0.0379   0.9504   0.2566
  -7.000  -0.2252   0.11924   0.11373  -0.0411   0.9430   0.2657
  -6.750  -0.2478   0.11949   0.11406  -0.0409   0.9328   0.2742
  -6.500  -0.2053   0.11434   0.10884  -0.0449   0.9259   0.2851
  -6.250  -0.2407   0.11529   0.10989  -0.0422   0.9149   0.2922
  -6.000  -0.2004   0.11038   0.10492  -0.0456   0.9081   0.3024
  -5.750  -0.2357   0.11114   0.10580  -0.0417   0.8974   0.3095
  -5.500  -0.2079   0.10717   0.10178  -0.0440   0.8901   0.3190
  -5.250  -0.2351   0.10728   0.10199  -0.0398   0.8804   0.3263
  -5.000  -0.2157   0.10396   0.09864  -0.0419   0.8737   0.3373
  -4.750  -0.2499   0.10430   0.09907  -0.0375   0.8638   0.3459
  -4.500  -0.2204   0.10052   0.09525  -0.0397   0.8571   0.3581
  -4.250  -0.2724   0.10151   0.09636  -0.0359   0.8489   0.3671
  -4.000  -0.2494   0.09849   0.09330  -0.0358   0.8413   0.3831
  -3.750  -0.2431   0.07223   0.06533  -0.0778   0.8415   0.1694
  -3.500  -0.2307   0.06972   0.06264  -0.0779   0.8338   0.1686
  -3.250  -0.2098   0.06681   0.05939  -0.0795   0.8267   0.1678
  -3.000  -0.1820   0.06390   0.05603  -0.0815   0.8191   0.1669
  -2.750  -0.1667   0.06183   0.05350  -0.0815   0.8113   0.1673
  -2.500  -0.1273   0.05943   0.05052  -0.0841   0.8038   0.1716
  -2.250  -0.1245   0.05936   0.05052  -0.0816   0.7961   0.1762
  -2.000  -0.0783   0.05761   0.04818  -0.0844   0.7878   0.1896
  -1.750  -0.0794   0.05777   0.04836  -0.0814   0.7800   0.1952
  -1.500  -0.0428   0.05690   0.04722  -0.0827   0.7719   0.2189
  -1.250  -0.0354   0.05711   0.04738  -0.0807   0.7641   0.2372
  -1.000  -0.0084   0.05725   0.04760  -0.0807   0.7559   0.2707
  -0.750   0.0038   0.05810   0.04854  -0.0792   0.7483   0.2990
  -0.500   0.0172   0.05897   0.04937  -0.0779   0.7411   0.3296
  -0.250   0.0448   0.05934   0.04979  -0.0778   0.7330   0.3586
   0.000   0.0480   0.06017   0.05059  -0.0758   0.7268   0.3746
   0.250   0.1010   0.06012   0.05034  -0.0787   0.7174   0.4212
   0.500   0.0943   0.06140   0.05167  -0.0762   0.7119   0.4368
   0.750   0.1161   0.06205   0.05244  -0.0766   0.7055   0.4808
   1.000   0.0481   0.06773   0.05818  -0.0724   0.7729   0.4427
   1.250   0.0767   0.06805   0.05871  -0.0732   0.7572   0.5028
   1.500   0.1120   0.06885   0.06037  -0.0751   0.7539   0.6462
   1.750   0.2298   0.06556   0.05678  -0.0831   0.6794   1.0000
   2.000   0.2356   0.06783   0.05884  -0.0825   0.6794   1.0000
   2.250   0.2457   0.07017   0.06098  -0.0825   0.6804   1.0000
   2.500   0.2637   0.07267   0.06326  -0.0832   0.6820   1.0000
   2.750   0.1861   0.07904   0.07002  -0.0800   0.7701   1.0000
   3.000   0.1808   0.07913   0.07000  -0.0773   0.7608   1.0000
   3.250   0.2165   0.08222   0.07280  -0.0797   0.7538   1.0000
   3.500   0.2143   0.08283   0.07330  -0.0775   0.7450   1.0000
   3.750   0.2419   0.08530   0.07556  -0.0788   0.7378   1.0000
   4.000   0.2582   0.08772   0.07782  -0.0790   0.7339   1.0000
   4.250   0.2634   0.08854   0.07854  -0.0777   0.7237   1.0000
   4.500   0.3000   0.09216   0.08196  -0.0800   0.7183   1.0000
   4.750   0.2917   0.09235   0.08210  -0.0774   0.7095   1.0000
   5.000   0.3178   0.09491   0.08452  -0.0784   0.7026   1.0000
   5.250   0.3397   0.09802   0.08749  -0.0794   0.6992   1.0000
   5.500   0.3358   0.09829   0.08772  -0.0772   0.6896   1.0000
   5.750   0.3649   0.10132   0.09064  -0.0787   0.6840   1.0000
   6.000   0.3665   0.10271   0.09197  -0.0774   0.6779   1.0000
   6.250   0.3825   0.10454   0.09372  -0.0774   0.6691   1.0000
   6.500   0.4147   0.10835   0.09742  -0.0792   0.6652   1.0000
   6.750   0.4044   0.10857   0.09763  -0.0769   0.6579   1.0000
   7.000   0.4238   0.11086   0.09986  -0.0774   0.6510   1.0000
   7.250   0.4576   0.11510   0.10401  -0.0793   0.6474   1.0000
   7.500   0.4439   0.11472   0.10363  -0.0768   0.6382   1.0000
   7.750   0.4676   0.11752   0.10637  -0.0776   0.6323   1.0000
   8.000   0.4957   0.12169   0.11049  -0.0791   0.6294   1.0000
   8.250   0.4821   0.12111   0.10992  -0.0768   0.6203   1.0000
   8.500   0.5059   0.12406   0.11284  -0.0776   0.6149   1.0000
   8.750   0.5217   0.12712   0.11586  -0.0781   0.6113   1.0000
   9.000   0.5204   0.12757   0.11633  -0.0769   0.6019   1.0000
   9.250   0.5449   0.13080   0.11953  -0.0779   0.5973   1.0000
   9.500   0.5567   0.13360   0.12232  -0.0781   0.5940   1.0000
   9.750   0.5556   0.13411   0.12285  -0.0772   0.5853   1.0000
  10.000   0.5793   0.13732   0.12605  -0.0780   0.5804   1.0000
  10.250   0.5898   0.13998   0.12872  -0.0782   0.5766   1.0000
  10.500   0.5909   0.14069   0.12944  -0.0776   0.5681   1.0000
  10.750   0.6122   0.14380   0.13257  -0.0784   0.5636   1.0000
  11.000   0.6428   0.14908   0.13785  -0.0800   0.5612   1.0000
  11.250   0.6238   0.14733   0.13615  -0.0782   0.5526   1.0000
  11.500   0.6433   0.15019   0.13903  -0.0788   0.5472   1.0000
  11.750   0.6735   0.15542   0.14430  -0.0803   0.5443   1.0000
  12.000   0.6573   0.15412   0.14302  -0.0791   0.5374   1.0000
  12.250   0.6720   0.15650   0.14544  -0.0796   0.5317   1.0000
<< Back to GOE 289 (MVA 289) AIRFOIL (goe289-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 289 (MVA 289) AIRFOIL (goe289-il)