GOE 210 (DAIMLER) AIRFOIL (goe210-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 210 (DAIMLER) AIRFOIL (goe210-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.67 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe210-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe210-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 210 (DAIMLER) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.4028 0.12282 0.11576 -0.0129 1.0000 0.1086
-9.250 -0.4065 0.12209 0.11512 -0.0157 1.0000 0.1109
-9.000 -0.4141 0.12207 0.11523 -0.0190 1.0000 0.1116
-8.750 -0.3871 0.11316 0.10623 -0.0155 1.0000 0.1176
-8.500 -0.3840 0.11064 0.10378 -0.0167 1.0000 0.1223
-8.250 -0.3902 0.10996 0.10323 -0.0194 1.0000 0.1250
-8.000 -0.3866 0.10636 0.09972 -0.0200 1.0000 0.1272
-7.750 -0.3725 0.10168 0.09504 -0.0186 1.0000 0.1340
-7.500 -0.3766 0.10030 0.09379 -0.0208 1.0000 0.1386
-7.250 -0.3767 0.09798 0.09159 -0.0242 1.0000 0.1411
-7.000 -0.3642 0.09336 0.08699 -0.0209 1.0000 0.1490
-6.750 -0.3674 0.09276 0.08649 -0.0277 1.0000 0.1543
-6.500 -0.3564 0.08755 0.08135 -0.0227 1.0000 0.1611
-6.250 -0.3562 0.08681 0.08067 -0.0300 1.0000 0.1690
-6.000 -0.3479 0.08199 0.07595 -0.0241 1.0000 0.1785
-5.250 -0.3341 0.07373 0.06787 -0.0260 1.0000 0.2151
-5.000 -0.3293 0.07093 0.06513 -0.0248 1.0000 0.2305
-4.750 -0.3246 0.06823 0.06250 -0.0233 1.0000 0.2472
-4.500 -0.3186 0.06599 0.06028 -0.0246 1.0000 0.2715
-4.250 0.0169 0.03868 0.03206 -0.0256 1.0000 1.0000
-4.000 0.0279 0.03684 0.03029 -0.0265 1.0000 1.0000
-3.750 0.0384 0.03510 0.02861 -0.0273 1.0000 1.0000
-3.500 0.0398 0.03393 0.02755 -0.0259 1.0000 0.9965
-3.250 -0.0135 0.03573 0.02962 -0.0119 1.0000 0.9671
-3.000 -0.3297 0.05220 0.04713 0.0094 1.0000 0.5338
-2.750 -0.3402 0.04991 0.04499 0.0210 1.0000 0.5946
-2.500 -0.3478 0.04760 0.04280 0.0317 1.0000 0.6550
-2.250 -0.3504 0.04531 0.04059 0.0391 1.0000 0.7059
-2.000 -0.3460 0.04265 0.03799 0.0447 1.0000 0.7461
-1.750 -0.0229 0.03435 0.02613 -0.0558 1.0000 0.2216
-1.500 0.0187 0.03251 0.02346 -0.0580 1.0000 0.1811
-1.250 0.0518 0.03097 0.02141 -0.0589 1.0000 0.1661
-1.000 0.0811 0.02977 0.01987 -0.0594 1.0000 0.1655
-0.750 0.1095 0.02879 0.01856 -0.0597 1.0000 0.1641
-0.500 0.1371 0.02798 0.01745 -0.0599 1.0000 0.1621
-0.250 0.1633 0.02740 0.01662 -0.0597 1.0000 0.1629
0.000 0.1896 0.02712 0.01604 -0.0596 1.0000 0.1687
0.250 0.2160 0.02673 0.01561 -0.0597 1.0000 0.1809
0.500 0.2431 0.02647 0.01531 -0.0600 1.0000 0.1920
0.750 0.2710 0.02633 0.01516 -0.0607 1.0000 0.2128
1.000 0.2974 0.02392 0.01510 -0.0609 1.0000 0.9180
1.250 0.3159 0.02465 0.01503 -0.0595 1.0000 1.0000
1.500 0.3363 0.02549 0.01556 -0.0595 1.0000 1.0000
1.750 0.3715 0.02654 0.01637 -0.0624 0.9936 1.0000
2.000 0.4259 0.02769 0.01732 -0.0688 0.9749 1.0000
2.250 0.4860 0.02875 0.01827 -0.0758 0.9557 1.0000
2.500 0.5417 0.02934 0.01884 -0.0813 0.9292 1.0000
2.750 0.6069 0.02935 0.01886 -0.0871 0.8993 1.0000
3.000 0.6635 0.02899 0.01861 -0.0907 0.8712 1.0000
3.250 0.7085 0.02873 0.01846 -0.0924 0.8457 1.0000
3.500 0.7521 0.02829 0.01815 -0.0933 0.8213 1.0000
3.750 0.7980 0.02743 0.01749 -0.0936 0.7972 1.0000
4.000 0.8383 0.02652 0.01671 -0.0926 0.7704 1.0000
4.250 0.8671 0.02596 0.01627 -0.0900 0.7362 1.0000
4.500 0.8990 0.02503 0.01541 -0.0872 0.6994 1.0000
4.750 0.9262 0.02435 0.01477 -0.0839 0.6552 1.0000
5.000 0.9494 0.02409 0.01443 -0.0807 0.6034 1.0000
5.250 0.9746 0.02404 0.01414 -0.0780 0.5558 1.0000
5.500 0.9984 0.02455 0.01444 -0.0761 0.5140 1.0000
5.750 1.0225 0.02538 0.01516 -0.0747 0.4807 1.0000
6.000 1.0463 0.02630 0.01598 -0.0734 0.4521 1.0000
6.250 1.0700 0.02724 0.01679 -0.0722 0.4257 1.0000
6.500 1.0921 0.02826 0.01778 -0.0710 0.4002 1.0000
6.750 1.1130 0.02930 0.01889 -0.0697 0.3750 1.0000
7.000 1.1350 0.03043 0.02000 -0.0685 0.3520 1.0000
7.250 1.1566 0.03175 0.02143 -0.0674 0.3307 1.0000
7.500 1.1790 0.03331 0.02304 -0.0664 0.3098 1.0000
7.750 1.1991 0.03511 0.02502 -0.0650 0.2872 1.0000
8.000 1.2193 0.03733 0.02742 -0.0637 0.2659 1.0000
8.250 1.2377 0.03988 0.03024 -0.0623 0.2482 1.0000
8.500 1.2554 0.04237 0.03300 -0.0609 0.2334 1.0000
8.750 1.2737 0.04387 0.03455 -0.0595 0.2155 1.0000
9.000 1.2874 0.04511 0.03590 -0.0577 0.1958 1.0000
9.250 1.2988 0.04678 0.03782 -0.0556 0.1772 1.0000
9.500 1.3076 0.04734 0.03840 -0.0532 0.1520 1.0000
9.750 1.3149 0.04877 0.03975 -0.0504 0.1278 1.0000
10.000 1.3171 0.05208 0.04342 -0.0473 0.1129 1.0000
10.250 1.3237 0.05489 0.04634 -0.0450 0.1020 1.0000
10.500 1.3208 0.05862 0.05052 -0.0423 0.0958 1.0000
10.750 1.3237 0.06183 0.05383 -0.0403 0.0901 1.0000
11.000 1.3085 0.06657 0.05906 -0.0375 0.0888 1.0000
11.250 1.2885 0.07112 0.06396 -0.0349 0.0884 1.0000
11.500 1.2653 0.07590 0.06902 -0.0331 0.0887 1.0000
11.750 1.2405 0.08125 0.07459 -0.0327 0.0893 1.0000
12.000 1.2158 0.08725 0.08076 -0.0337 0.0901 1.0000
12.250 1.1920 0.09392 0.08755 -0.0359 0.0909 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 210 (DAIMLER) AIRFOIL (goe210-il)