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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 274 (DAIMLER V) AIRFOIL (goe274-il)