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

GOE 274 (DAIMLER V) AIRFOIL (goe274-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 274 (DAIMLER V) AIRFOIL (goe274-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.59 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe274-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe274-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 274 (DAIMLER V) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3414   0.10611   0.09953  -0.0218   1.0000   0.1378
  -7.500  -0.3553   0.10561   0.09919  -0.0221   1.0000   0.1409
  -7.250  -0.3682   0.10584   0.09952  -0.0268   1.0000   0.1422
  -7.000  -0.3492   0.09909   0.09278  -0.0193   1.0000   0.1507
  -6.750  -0.3566   0.09804   0.09183  -0.0219   1.0000   0.1560
  -6.500  -0.3541   0.09455   0.08842  -0.0209   1.0000   0.1599
  -6.250  -0.3499   0.09171   0.08562  -0.0194   1.0000   0.1677
  -6.000  -0.3498   0.08956   0.08353  -0.0232   1.0000   0.1738
  -5.750  -0.3441   0.08629   0.08032  -0.0198   1.0000   0.1828
  -5.500  -0.3398   0.08344   0.07751  -0.0213   1.0000   0.1913
  -5.250  -0.3320   0.08102   0.07510  -0.0244   1.0000   0.2046
  -5.000  -0.3241   0.07826   0.07236  -0.0248   1.0000   0.2201
  -4.500  -0.3122   0.07234   0.06656  -0.0203   1.0000   0.2555
  -4.250  -0.3023   0.06987   0.06411  -0.0212   1.0000   0.2840
  -4.000  -0.2944   0.06742   0.06171  -0.0199   1.0000   0.3150
  -3.750   0.0711   0.04344   0.03701  -0.0291   1.0000   1.0000
  -3.500   0.0753   0.04214   0.03579  -0.0283   1.0000   1.0000
  -3.250   0.0787   0.04091   0.03465  -0.0274   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.2935   0.05800   0.05274   0.0031   1.0000   0.4909
  -2.750  -0.3010   0.05596   0.05084   0.0126   1.0000   0.5524
  -2.500  -0.3097   0.05384   0.04887   0.0227   1.0000   0.6137
  -2.250  -0.3175   0.05166   0.04681   0.0332   1.0000   0.6722
  -2.000  -0.3222   0.04922   0.04449   0.0439   1.0000   0.7312
  -1.750  -0.3210   0.04692   0.04227   0.0509   1.0000   0.7831
  -1.500  -0.3028   0.04411   0.03949   0.0549   1.0000   0.8349
  -1.250  -0.2993   0.04213   0.03760   0.0553   1.0000   0.8451
  -1.000   0.0714   0.03839   0.03094  -0.0643   1.0000   0.3203
  -0.750   0.1126   0.03777   0.02965  -0.0686   1.0000   0.2621
  -0.500   0.1414   0.03759   0.02903  -0.0704   1.0000   0.2308
  -0.250   0.2194   0.03664   0.02734  -0.0795   0.9847   0.1928
   0.000   0.2905   0.03626   0.02627  -0.0870   0.9644   0.1723
   0.250   0.3559   0.03513   0.02496  -0.0939   0.9450   0.1645
   0.500   0.4148   0.03437   0.02393  -0.0991   0.9233   0.1647
   0.750   0.4704   0.03353   0.02291  -0.1033   0.9014   0.1641
   1.000   0.5282   0.03247   0.02175  -0.1076   0.8823   0.1653
   1.250   0.5737   0.03170   0.02093  -0.1099   0.8584   0.1699
   1.500   0.6310   0.03042   0.01969  -0.1140   0.8404   0.1878
   1.750   0.6733   0.02736   0.01871  -0.1150   0.8234   1.0000
   2.000   0.7100   0.02718   0.01812  -0.1149   0.8004   1.0000
   2.250   0.7533   0.02659   0.01715  -0.1156   0.7811   1.0000
   2.500   0.7966   0.02588   0.01612  -0.1163   0.7622   1.0000
   2.750   0.8270   0.02574   0.01577  -0.1153   0.7374   1.0000
   3.000   0.8632   0.02525   0.01506  -0.1149   0.7150   1.0000
   3.250   0.8921   0.02529   0.01492  -0.1139   0.6906   1.0000
   3.500   0.9225   0.02535   0.01478  -0.1132   0.6683   1.0000
   3.750   0.9492   0.02575   0.01505  -0.1123   0.6459   1.0000
   4.000   0.9788   0.02606   0.01521  -0.1117   0.6258   1.0000
   4.250   1.0036   0.02675   0.01583  -0.1108   0.6048   1.0000
   4.500   1.0295   0.02742   0.01640  -0.1100   0.5847   1.0000
   4.750   1.0566   0.02811   0.01701  -0.1093   0.5657   1.0000
   5.000   1.0828   0.02900   0.01781  -0.1087   0.5476   1.0000
   5.250   1.1053   0.03013   0.01898  -0.1077   0.5287   1.0000
   5.500   1.1284   0.03129   0.02014  -0.1068   0.5106   1.0000
   5.750   1.1513   0.03249   0.02140  -0.1059   0.4934   1.0000
   6.000   1.1738   0.03380   0.02275  -0.1051   0.4776   1.0000
   6.250   1.1953   0.03527   0.02432  -0.1042   0.4638   1.0000
   6.500   1.2181   0.03676   0.02588  -0.1035   0.4519   1.0000
   6.750   1.2406   0.03825   0.02749  -0.1028   0.4406   1.0000
   7.000   1.2546   0.04033   0.02985  -0.1015   0.4295   1.0000
   7.250   1.2738   0.04212   0.03179  -0.1005   0.4201   1.0000
   7.500   1.2909   0.04413   0.03400  -0.0995   0.4115   1.0000
   7.750   1.3026   0.04673   0.03688  -0.0981   0.4043   1.0000
   8.000   1.3179   0.04875   0.03913  -0.0969   0.3958   1.0000
   8.250   1.3229   0.05158   0.04224  -0.0949   0.3871   1.0000
   8.500   1.3554   0.05191   0.04255  -0.0945   0.3771   1.0000
   8.750   1.3367   0.05661   0.04769  -0.0911   0.3695   1.0000
   9.000   1.3634   0.05743   0.04860  -0.0903   0.3606   1.0000
   9.250   1.3236   0.06425   0.05579  -0.0863   0.3558   1.0000
   9.500   1.3789   0.06283   0.05446  -0.0869   0.3469   1.0000
   9.750   1.2985   0.07345   0.06530  -0.0821   0.3452   1.0000
  10.000   1.1835   0.09075   0.08246  -0.0830   0.3467   1.0000
  10.250   1.1188   0.10576   0.09732  -0.0890   0.3470   1.0000
  10.500   1.0883   0.11523   0.10679  -0.0923   0.3472   1.0000
  10.750   1.4482   0.06480   0.05726  -0.0757   0.2847   1.0000
  11.000   1.3992   0.07268   0.06536  -0.0716   0.2854   1.0000
  11.250   1.5272   0.05519   0.04766  -0.0720   0.2393   1.0000
  11.500   1.5276   0.05435   0.04694  -0.0677   0.2215   1.0000
  11.750   1.5228   0.05367   0.04627  -0.0627   0.2031   1.0000
  12.000   1.5110   0.05411   0.04659  -0.0578   0.1848   1.0000
  12.250   1.4901   0.05667   0.04924  -0.0537   0.1698   1.0000
  12.500   1.4685   0.06010   0.05272  -0.0507   0.1553   1.0000
  12.750   1.4477   0.06415   0.05678  -0.0489   0.1422   1.0000
  13.000   1.4242   0.06963   0.06250  -0.0484   0.1330   1.0000
  13.250   1.4046   0.07502   0.06799  -0.0487   0.1246   1.0000
  13.500   1.3919   0.07952   0.07239  -0.0491   0.1161   1.0000
  13.750   1.3709   0.08642   0.07956  -0.0508   0.1119   1.0000
  14.000   1.3662   0.09004   0.08300  -0.0512   0.1044   1.0000
  14.250   1.3454   0.09757   0.09081  -0.0538   0.1022   1.0000
  14.500   1.3215   0.10609   0.09959  -0.0573   0.1013   1.0000
  14.750   1.2899   0.11686   0.11058  -0.0624   0.1025   1.0000
  15.000   1.2563   0.12899   0.12282  -0.0687   0.1043   1.0000
<< Back to GOE 274 (DAIMLER V) AIRFOIL (goe274-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 274 (DAIMLER V) AIRFOIL (goe274-il)