GOE 274 (DAIMLER V) AIRFOIL (goe274-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 274 (DAIMLER V) AIRFOIL (goe274-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.73 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe274-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe274-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3296 0.11013 0.10335 -0.0263 1.0000 0.0829
-8.000 -0.3438 0.10972 0.10310 -0.0258 1.0000 0.0844
-7.750 -0.3543 0.10920 0.10270 -0.0283 1.0000 0.0852
-7.500 -0.3504 0.10484 0.09842 -0.0266 1.0000 0.0866
-7.250 -0.3419 0.10070 0.09430 -0.0232 1.0000 0.0898
-7.000 -0.3411 0.09816 0.09183 -0.0225 1.0000 0.0929
-6.750 -0.3418 0.09593 0.08967 -0.0231 1.0000 0.0965
-6.500 -0.3419 0.09473 0.08850 -0.0294 1.0000 0.1001
-6.000 -0.3341 0.08761 0.08152 -0.0254 1.0000 0.1056
-5.750 -0.3276 0.08512 0.07904 -0.0270 1.0000 0.1129
-5.500 -0.3178 0.08201 0.07593 -0.0309 1.0000 0.1180
-5.250 -0.3124 0.07908 0.07304 -0.0284 1.0000 0.1238
-5.000 -0.2949 0.07607 0.06995 -0.0345 1.0000 0.1329
-4.750 -0.2883 0.07306 0.06701 -0.0320 1.0000 0.1383
-4.500 -0.2701 0.06997 0.06384 -0.0360 1.0000 0.1492
-4.250 -0.2509 0.06717 0.06096 -0.0392 1.0000 0.1630
-3.750 -0.2232 0.06162 0.05544 -0.0396 1.0000 0.1958
-3.500 -0.1999 0.05876 0.05256 -0.0415 0.9968 0.2278
-3.250 -0.1702 0.05579 0.04960 -0.0438 0.9898 0.2752
-3.000 -0.1443 0.05302 0.04691 -0.0440 0.9828 0.3267
-2.500 0.0397 0.04358 0.03524 -0.0770 0.9689 0.1148
-2.250 0.0906 0.04056 0.03180 -0.0820 0.9626 0.0976
-2.000 0.1356 0.03816 0.02894 -0.0857 0.9533 0.0884
-1.750 0.1809 0.03641 0.02673 -0.0891 0.9443 0.0830
-1.500 0.2261 0.03453 0.02456 -0.0926 0.9354 0.0801
-1.250 0.2662 0.03311 0.02283 -0.0949 0.9238 0.0795
-1.000 0.3076 0.03184 0.02125 -0.0973 0.9126 0.0807
-0.750 0.3514 0.03053 0.01968 -0.1000 0.9022 0.0802
-0.500 0.3913 0.02938 0.01831 -0.1017 0.8895 0.0791
-0.250 0.4290 0.02833 0.01710 -0.1029 0.8755 0.0786
0.000 0.4664 0.02737 0.01596 -0.1038 0.8610 0.0785
0.250 0.5028 0.02647 0.01492 -0.1044 0.8455 0.0789
0.500 0.5368 0.02570 0.01405 -0.1047 0.8275 0.0808
0.750 0.5694 0.02508 0.01332 -0.1048 0.8068 0.0846
1.000 0.6051 0.02431 0.01251 -0.1056 0.7865 0.0882
1.250 0.6390 0.02375 0.01186 -0.1060 0.7629 0.0911
1.500 0.6745 0.02323 0.01122 -0.1065 0.7389 0.0953
1.750 0.7073 0.02292 0.01077 -0.1067 0.7121 0.1012
2.000 0.7400 0.02264 0.01040 -0.1069 0.6856 0.1153
2.250 0.7618 0.02067 0.01020 -0.1050 0.6619 1.0000
2.500 0.7909 0.02093 0.01008 -0.1046 0.6364 1.0000
2.750 0.8194 0.02122 0.01001 -0.1042 0.6123 1.0000
3.000 0.8462 0.02160 0.01007 -0.1035 0.5877 1.0000
3.250 0.8723 0.02203 0.01021 -0.1029 0.5646 1.0000
3.500 0.8979 0.02251 0.01045 -0.1022 0.5427 1.0000
3.750 0.9237 0.02301 0.01073 -0.1017 0.5234 1.0000
4.000 0.9496 0.02354 0.01111 -0.1013 0.5061 1.0000
4.250 0.9755 0.02409 0.01155 -0.1009 0.4903 1.0000
4.500 1.0010 0.02465 0.01205 -0.1005 0.4752 1.0000
4.750 1.0263 0.02522 0.01262 -0.1001 0.4605 1.0000
5.000 1.0511 0.02581 0.01319 -0.0996 0.4462 1.0000
5.250 1.0758 0.02641 0.01381 -0.0992 0.4326 1.0000
5.500 1.1005 0.02704 0.01449 -0.0987 0.4198 1.0000
5.750 1.1250 0.02768 0.01515 -0.0982 0.4073 1.0000
6.000 1.1494 0.02833 0.01580 -0.0977 0.3953 1.0000
6.250 1.1725 0.02902 0.01657 -0.0970 0.3826 1.0000
6.500 1.1953 0.02975 0.01744 -0.0963 0.3702 1.0000
6.750 1.2182 0.03051 0.01829 -0.0956 0.3589 1.0000
7.000 1.2424 0.03125 0.01904 -0.0950 0.3494 1.0000
7.250 1.2643 0.03218 0.02017 -0.0943 0.3389 1.0000
7.500 1.2873 0.03308 0.02122 -0.0937 0.3302 1.0000
7.750 1.3095 0.03399 0.02227 -0.0930 0.3214 1.0000
8.000 1.3307 0.03502 0.02349 -0.0921 0.3130 1.0000
8.250 1.3526 0.03593 0.02455 -0.0914 0.3053 1.0000
8.500 1.3718 0.03708 0.02595 -0.0903 0.2974 1.0000
8.750 1.3927 0.03798 0.02698 -0.0894 0.2900 1.0000
9.000 1.4089 0.03916 0.02844 -0.0880 0.2817 1.0000
9.250 1.4255 0.03976 0.02912 -0.0863 0.2718 1.0000
9.500 1.4368 0.04028 0.02978 -0.0840 0.2595 1.0000
9.750 1.4435 0.04107 0.03077 -0.0812 0.2467 1.0000
10.000 1.4491 0.04198 0.03188 -0.0783 0.2349 1.0000
10.250 1.4540 0.04298 0.03306 -0.0755 0.2240 1.0000
10.500 1.4589 0.04397 0.03417 -0.0727 0.2148 1.0000
10.750 1.4572 0.04527 0.03567 -0.0692 0.2049 1.0000
11.000 1.4545 0.04687 0.03752 -0.0660 0.1948 1.0000
11.250 1.4546 0.04846 0.03923 -0.0634 0.1870 1.0000
11.500 1.4506 0.05069 0.04175 -0.0610 0.1776 1.0000
11.750 1.4433 0.05325 0.04450 -0.0589 0.1670 1.0000
12.000 1.4352 0.05614 0.04751 -0.0573 0.1574 1.0000
12.250 1.4256 0.05983 0.05154 -0.0565 0.1460 1.0000
12.500 1.4127 0.06430 0.05631 -0.0565 0.1325 1.0000
12.750 1.3978 0.06955 0.06186 -0.0574 0.1173 1.0000
13.000 1.3815 0.07531 0.06779 -0.0588 0.1023 1.0000
13.250 1.3633 0.08155 0.07401 -0.0608 0.0925 1.0000
13.500 1.3443 0.08824 0.08070 -0.0631 0.0859 1.0000
13.750 1.3256 0.09510 0.08761 -0.0656 0.0807 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 274 (DAIMLER V) AIRFOIL (goe274-il)