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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 289 (MVA 289) AIRFOIL (goe289-il)