GOE 210 (DAIMLER) AIRFOIL (goe210-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 210 (DAIMLER) AIRFOIL (goe210-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.81 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe210-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe210-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3527 0.10955 0.10283 -0.0255 1.0000 0.0712
-8.000 -0.3567 0.10844 0.10185 -0.0276 1.0000 0.0717
-7.750 -0.3561 0.10688 0.10040 -0.0314 1.0000 0.0720
-7.500 -0.3445 0.10033 0.09390 -0.0270 1.0000 0.0738
-7.250 -0.3374 0.09668 0.09029 -0.0258 1.0000 0.0764
-7.000 -0.3340 0.09399 0.08769 -0.0260 1.0000 0.0795
-6.750 -0.3321 0.09174 0.08554 -0.0276 1.0000 0.0831
-6.500 -0.3296 0.09048 0.08436 -0.0332 1.0000 0.0857
-6.000 -0.3219 0.08340 0.07746 -0.0302 1.0000 0.0909
-5.750 -0.3174 0.08085 0.07493 -0.0306 1.0000 0.0956
-5.500 -0.3044 0.07967 0.07366 -0.0393 1.0000 0.1006
-5.250 -0.3033 0.07556 0.06969 -0.0357 1.0000 0.1024
-5.000 -0.2994 0.07261 0.06680 -0.0338 1.0000 0.1054
-4.750 -0.2905 0.06997 0.06416 -0.0347 1.0000 0.1102
-4.500 -0.2722 0.06715 0.06120 -0.0399 1.0000 0.1163
-4.250 -0.2649 0.06400 0.05811 -0.0384 1.0000 0.1191
-4.000 -0.2325 0.06073 0.05460 -0.0452 0.9973 0.1305
-3.750 -0.2018 0.05667 0.05046 -0.0490 0.9914 0.1463
-3.500 -0.1416 0.05050 0.04369 -0.0578 0.9867 0.0833
-3.250 -0.0978 0.04564 0.03840 -0.0631 0.9810 0.0660
-3.000 -0.0477 0.04113 0.03321 -0.0690 0.9765 0.0599
-2.750 -0.0127 0.03854 0.03037 -0.0720 0.9703 0.0642
-2.500 0.0309 0.03558 0.02686 -0.0759 0.9660 0.0651
-2.250 0.0691 0.03311 0.02385 -0.0782 0.9597 0.0652
-2.000 0.1110 0.03131 0.02130 -0.0809 0.9547 0.0713
-1.750 0.1480 0.02950 0.01903 -0.0827 0.9489 0.0728
-1.500 0.1837 0.02801 0.01726 -0.0844 0.9429 0.0751
-1.250 0.2218 0.02706 0.01599 -0.0864 0.9377 0.0831
-1.000 0.2534 0.02625 0.01487 -0.0869 0.9300 0.0873
-0.750 0.2923 0.02538 0.01380 -0.0888 0.9252 0.0907
-0.500 0.3231 0.02487 0.01311 -0.0893 0.9171 0.0950
-0.250 0.3615 0.02436 0.01239 -0.0912 0.9114 0.1017
0.000 0.3929 0.02400 0.01197 -0.0921 0.9029 0.1130
0.250 0.4329 0.02331 0.01153 -0.0946 0.8970 0.1622
0.500 0.4574 0.02124 0.01131 -0.0938 0.8879 1.0000
0.750 0.4919 0.02141 0.01114 -0.0948 0.8793 1.0000
1.000 0.5257 0.02154 0.01104 -0.0957 0.8696 1.0000
1.250 0.5565 0.02167 0.01101 -0.0960 0.8579 1.0000
1.500 0.5882 0.02174 0.01096 -0.0963 0.8458 1.0000
1.750 0.6198 0.02178 0.01091 -0.0965 0.8334 1.0000
2.000 0.6513 0.02176 0.01082 -0.0964 0.8198 1.0000
2.250 0.6824 0.02162 0.01063 -0.0960 0.8036 1.0000
2.500 0.7138 0.02135 0.01031 -0.0953 0.7850 1.0000
2.750 0.7408 0.02121 0.01014 -0.0939 0.7638 1.0000
3.000 0.7675 0.02112 0.01002 -0.0927 0.7431 1.0000
3.250 0.7947 0.02109 0.01001 -0.0916 0.7249 1.0000
3.500 0.8181 0.02125 0.01023 -0.0903 0.7047 1.0000
3.750 0.8430 0.02133 0.01035 -0.0891 0.6840 1.0000
4.000 0.8667 0.02145 0.01057 -0.0878 0.6610 1.0000
4.250 0.8907 0.02154 0.01071 -0.0864 0.6355 1.0000
4.500 0.9135 0.02168 0.01091 -0.0849 0.6049 1.0000
4.750 0.9361 0.02182 0.01108 -0.0833 0.5693 1.0000
5.000 0.9587 0.02203 0.01129 -0.0817 0.5285 1.0000
5.250 0.9809 0.02239 0.01151 -0.0800 0.4849 1.0000
5.500 1.0021 0.02297 0.01190 -0.0785 0.4435 1.0000
5.750 1.0223 0.02375 0.01247 -0.0769 0.4061 1.0000
6.000 1.0421 0.02466 0.01326 -0.0756 0.3740 1.0000
6.250 1.0619 0.02561 0.01411 -0.0744 0.3473 1.0000
6.500 1.0825 0.02654 0.01505 -0.0733 0.3250 1.0000
6.750 1.1033 0.02748 0.01601 -0.0723 0.3063 1.0000
7.000 1.1242 0.02842 0.01706 -0.0714 0.2895 1.0000
7.250 1.1446 0.02936 0.01807 -0.0704 0.2736 1.0000
7.500 1.1646 0.03030 0.01914 -0.0693 0.2579 1.0000
7.750 1.1840 0.03126 0.02026 -0.0682 0.2429 1.0000
8.000 1.2039 0.03227 0.02143 -0.0672 0.2299 1.0000
8.250 1.2231 0.03332 0.02270 -0.0661 0.2168 1.0000
8.500 1.2378 0.03438 0.02400 -0.0645 0.2000 1.0000
8.750 1.2487 0.03545 0.02526 -0.0627 0.1804 1.0000
9.000 1.2596 0.03661 0.02659 -0.0608 0.1629 1.0000
9.250 1.2707 0.03784 0.02805 -0.0590 0.1469 1.0000
9.500 1.2801 0.03915 0.02959 -0.0571 0.1299 1.0000
9.750 1.2847 0.04046 0.03105 -0.0550 0.1017 1.0000
10.000 1.2865 0.04243 0.03295 -0.0528 0.0820 1.0000
10.250 1.2839 0.04514 0.03555 -0.0506 0.0681 1.0000
10.500 1.2805 0.04821 0.03870 -0.0486 0.0577 1.0000
10.750 1.2744 0.05161 0.04219 -0.0469 0.0508 1.0000
11.000 1.2704 0.05499 0.04582 -0.0457 0.0445 1.0000
11.250 1.2628 0.05877 0.04969 -0.0450 0.0413 1.0000
11.500 1.2583 0.06250 0.05383 -0.0443 0.0382 1.0000
11.750 1.2516 0.06658 0.05814 -0.0442 0.0363 1.0000
12.000 1.2438 0.07093 0.06267 -0.0445 0.0349 1.0000
12.250 1.2350 0.07555 0.06745 -0.0453 0.0340 1.0000
12.500 1.2265 0.08042 0.07251 -0.0462 0.0330 1.0000
12.750 1.2176 0.08561 0.07797 -0.0474 0.0322 1.0000
13.000 1.2075 0.09122 0.08383 -0.0491 0.0315 1.0000
13.250 1.1963 0.09725 0.09010 -0.0513 0.0310 1.0000
13.500 1.1844 0.10374 0.09681 -0.0541 0.0306 1.0000
13.750 1.1714 0.11076 0.10405 -0.0573 0.0305 1.0000
14.000 1.1573 0.11847 0.11196 -0.0612 0.0306 1.0000
14.250 1.1420 0.12696 0.12064 -0.0656 0.0309 1.0000
14.500 1.1260 0.13613 0.12994 -0.0706 0.0314 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 210 (DAIMLER) AIRFOIL (goe210-il)