GOE 290 (MVA 290) AIRFOIL (goe290-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 290 (MVA 290) AIRFOIL (goe290-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.59 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe290-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe290-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 290 (MVA 290) 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 -0.2477 0.11801 0.11094 -0.0263 1.0000 0.3179
-9.500 -0.2315 0.11472 0.10769 -0.0259 1.0000 0.3266
-9.250 -0.2692 0.11587 0.10905 -0.0256 1.0000 0.3341
-9.000 -0.2299 0.10970 0.10287 -0.0253 1.0000 0.3398
-8.750 -0.2292 0.10766 0.10094 -0.0245 1.0000 0.3476
-8.500 -0.2714 0.10871 0.10225 -0.0222 1.0000 0.3535
-8.250 -0.2520 0.10446 0.09808 -0.0212 1.0000 0.3563
-8.000 -0.2584 0.10329 0.09710 -0.0178 1.0000 0.3595
-7.750 -0.2979 0.10574 0.09984 -0.0108 1.0000 0.3610
-7.250 -0.5087 0.07382 0.06763 -0.0465 0.9705 0.1945
-7.000 -0.4811 0.06824 0.06188 -0.0521 0.9574 0.1908
-6.750 -0.4715 0.06083 0.05407 -0.0582 0.9438 0.1859
-6.500 -0.4575 0.05473 0.04739 -0.0628 0.9309 0.1849
-6.250 -0.4266 0.05017 0.04227 -0.0675 0.9209 0.1873
-6.000 -0.4045 0.04694 0.03852 -0.0694 0.9085 0.1894
-5.750 -0.3795 0.04422 0.03514 -0.0711 0.8973 0.1934
-5.500 -0.3354 0.04240 0.03332 -0.0746 0.8889 0.2010
-5.250 -0.3137 0.04109 0.03169 -0.0747 0.8773 0.2071
-5.000 -0.2660 0.03953 0.03003 -0.0785 0.8706 0.2186
-4.750 -0.2516 0.03891 0.02907 -0.0772 0.8596 0.2269
-4.500 -0.2048 0.03783 0.02799 -0.0804 0.8533 0.2440
-4.250 -0.1929 0.03795 0.02825 -0.0785 0.8429 0.2549
-4.000 -0.1525 0.03727 0.02756 -0.0806 0.8363 0.2806
-3.750 -0.1372 0.03749 0.02792 -0.0791 0.8283 0.3029
-3.500 -0.1157 0.03751 0.02812 -0.0783 0.8210 0.3432
-3.250 -0.0802 0.03688 0.02791 -0.0784 0.8159 0.4376
-3.000 -0.0834 0.03770 0.02890 -0.0740 0.8076 0.4792
-2.750 -0.0656 0.03810 0.02940 -0.0721 0.8014 0.5296
-2.500 -0.0318 0.03823 0.02959 -0.0720 0.7969 0.5759
-2.250 -0.0368 0.03936 0.03075 -0.0681 0.7907 0.5960
-2.000 -0.0272 0.04010 0.03155 -0.0656 0.7848 0.6218
-1.750 -0.0037 0.04054 0.03205 -0.0643 0.7799 0.6588
-1.500 0.0171 0.04111 0.03273 -0.0622 0.7759 0.6997
-1.250 0.0091 0.04240 0.03414 -0.0578 0.7719 0.7251
-1.000 0.0129 0.04331 0.03516 -0.0545 0.7678 0.7592
-0.750 0.0241 0.04401 0.03594 -0.0518 0.7638 0.7969
-0.500 0.0433 0.04459 0.03662 -0.0501 0.7603 0.8385
-0.250 0.0781 0.04535 0.03744 -0.0514 0.7564 0.8949
0.000 0.1483 0.04731 0.03936 -0.0632 0.7498 0.9854
0.250 0.1473 0.04805 0.03974 -0.0652 0.7478 1.0000
0.500 0.1609 0.04944 0.04082 -0.0660 0.7453 1.0000
0.750 0.1922 0.05062 0.04172 -0.0680 0.7403 1.0000
1.000 0.2095 0.05216 0.04305 -0.0682 0.7365 1.0000
1.250 0.2114 0.05396 0.04472 -0.0670 0.7349 1.0000
1.500 0.2151 0.05569 0.04634 -0.0659 0.7324 1.0000
1.750 0.2242 0.05733 0.04786 -0.0653 0.7284 1.0000
2.000 0.2585 0.05844 0.04879 -0.0664 0.7153 1.0000
2.250 0.2686 0.05988 0.05014 -0.0655 0.7065 1.0000
2.500 0.2922 0.06107 0.05120 -0.0654 0.6929 1.0000
2.750 0.3287 0.06194 0.05194 -0.0662 0.6779 1.0000
3.000 0.3359 0.06357 0.05351 -0.0651 0.6680 1.0000
3.250 0.3559 0.06500 0.05485 -0.0648 0.6558 1.0000
3.500 0.2779 0.07227 0.06236 -0.0637 0.7274 1.0000
3.750 0.3863 0.06831 0.05804 -0.0639 0.6336 1.0000
4.000 0.4181 0.06949 0.05914 -0.0642 0.6206 1.0000
4.250 0.4220 0.07169 0.06133 -0.0633 0.6106 1.0000
4.500 0.4364 0.07358 0.06318 -0.0628 0.5986 1.0000
4.750 0.4873 0.07394 0.06345 -0.0637 0.5853 1.0000
5.000 0.4574 0.07802 0.06756 -0.0619 0.5783 1.0000
5.250 0.4563 0.08139 0.07094 -0.0618 0.5758 1.0000
5.500 0.4567 0.08548 0.07503 -0.0626 0.5816 1.0000
5.750 0.4849 0.08918 0.07872 -0.0647 0.5857 1.0000
6.000 0.4012 0.09608 0.08579 -0.0646 0.6483 1.0000
6.250 0.4433 0.10045 0.09011 -0.0675 0.6428 1.0000
6.500 0.4222 0.10065 0.09031 -0.0642 0.6317 1.0000
6.750 0.4516 0.10392 0.09355 -0.0658 0.6258 1.0000
7.000 0.4519 0.10610 0.09571 -0.0650 0.6206 1.0000
7.250 0.4593 0.10782 0.09742 -0.0644 0.6109 1.0000
7.500 0.4913 0.11155 0.10114 -0.0662 0.6061 1.0000
7.750 0.4800 0.11266 0.10225 -0.0644 0.5984 1.0000
8.000 0.4978 0.11506 0.10463 -0.0647 0.5903 1.0000
8.250 0.5326 0.11941 0.10899 -0.0667 0.5864 1.0000
8.500 0.5134 0.11975 0.10932 -0.0645 0.5790 1.0000
8.750 0.5280 0.12212 0.11171 -0.0648 0.5722 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 290 (MVA 290) AIRFOIL (goe290-il)