GOE 275 (DAIMLER VI) AIRFOIL (goe275-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 275 (DAIMLER VI) AIRFOIL (goe275-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 53.1 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe275-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe275-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 275 (DAIMLER VI) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3420 0.10688 0.10195 -0.0276 1.0000 0.0498
-8.250 -0.3518 0.10590 0.10108 -0.0279 1.0000 0.0500
-8.000 -0.3568 0.10444 0.09971 -0.0306 1.0000 0.0501
-7.750 -0.3288 0.09601 0.09123 -0.0241 1.0000 0.0523
-7.500 -0.3284 0.09359 0.08887 -0.0226 1.0000 0.0540
-7.250 -0.3332 0.09168 0.08704 -0.0212 1.0000 0.0555
-7.000 -0.3367 0.08960 0.08504 -0.0209 1.0000 0.0572
-6.750 -0.3398 0.08762 0.08314 -0.0216 1.0000 0.0588
-6.500 -0.3413 0.08601 0.08157 -0.0251 1.0000 0.0603
-6.250 -0.3346 0.08481 0.08026 -0.0330 1.0000 0.0611
-6.000 -0.3344 0.08011 0.07568 -0.0299 1.0000 0.0619
-5.750 -0.3340 0.07681 0.07247 -0.0254 1.0000 0.0632
-5.500 -0.3303 0.07416 0.06986 -0.0238 1.0000 0.0650
-5.250 -0.3236 0.07151 0.06722 -0.0240 1.0000 0.0675
-5.000 -0.3106 0.06874 0.06440 -0.0268 1.0000 0.0713
-4.750 -0.2856 0.06542 0.06082 -0.0343 1.0000 0.0749
-4.500 -0.2846 0.06224 0.05779 -0.0306 1.0000 0.0770
-4.250 -0.2746 0.05983 0.05539 -0.0300 1.0000 0.0814
-4.000 -0.2458 0.05673 0.05201 -0.0357 1.0000 0.0895
-3.750 -0.2390 0.05403 0.04942 -0.0337 1.0000 0.0928
-3.500 -0.2095 0.05186 0.04690 -0.0380 1.0000 0.1040
-3.250 -0.2015 0.04903 0.04424 -0.0363 1.0000 0.1076
-3.000 -0.1627 0.04611 0.04114 -0.0413 0.9953 0.1221
-2.750 -0.1093 0.04344 0.03817 -0.0488 0.9859 0.1506
-2.500 -0.0677 0.04088 0.03552 -0.0535 0.9768 0.1814
-0.750 0.2668 0.02516 0.01762 -0.0797 0.9107 0.1621
-0.500 0.3217 0.02338 0.01534 -0.0827 0.9025 0.1310
-0.250 0.3671 0.02206 0.01370 -0.0843 0.8904 0.1166
0.000 0.4147 0.02043 0.01197 -0.0868 0.8795 0.1080
0.250 0.4624 0.01945 0.01081 -0.0890 0.8672 0.1024
0.500 0.5014 0.01825 0.00967 -0.0899 0.8496 0.1007
0.750 0.5383 0.01732 0.00876 -0.0903 0.8282 0.1022
1.000 0.5727 0.01644 0.00788 -0.0903 0.8023 0.1044
1.250 0.6052 0.01583 0.00715 -0.0898 0.7699 0.1061
1.500 0.6380 0.01544 0.00655 -0.0896 0.7328 0.1101
1.750 0.6676 0.01534 0.00617 -0.0888 0.6916 0.1174
2.000 0.6951 0.01462 0.00610 -0.0884 0.6542 0.4570
2.250 0.7307 0.01398 0.00608 -0.0890 0.6171 1.0000
2.500 0.7563 0.01446 0.00618 -0.0880 0.5905 1.0000
2.750 0.7808 0.01492 0.00638 -0.0870 0.5669 1.0000
3.000 0.8056 0.01536 0.00658 -0.0862 0.5471 1.0000
3.250 0.8306 0.01580 0.00681 -0.0854 0.5300 1.0000
3.500 0.8555 0.01623 0.00710 -0.0847 0.5151 1.0000
3.750 0.8806 0.01668 0.00745 -0.0841 0.5021 1.0000
4.000 0.9058 0.01714 0.00784 -0.0835 0.4903 1.0000
4.250 0.9313 0.01761 0.00820 -0.0829 0.4791 1.0000
4.500 0.9561 0.01805 0.00856 -0.0823 0.4671 1.0000
4.750 0.9798 0.01848 0.00900 -0.0814 0.4542 1.0000
5.000 1.0034 0.01890 0.00940 -0.0806 0.4410 1.0000
5.250 1.0269 0.01934 0.00980 -0.0797 0.4280 1.0000
5.500 1.0508 0.01981 0.01022 -0.0789 0.4158 1.0000
5.750 1.0755 0.02032 0.01067 -0.0783 0.4043 1.0000
6.000 1.0981 0.02081 0.01125 -0.0773 0.3920 1.0000
6.250 1.1208 0.02134 0.01182 -0.0763 0.3793 1.0000
6.500 1.1434 0.02188 0.01238 -0.0754 0.3664 1.0000
6.750 1.1661 0.02244 0.01296 -0.0745 0.3535 1.0000
7.000 1.1884 0.02298 0.01347 -0.0735 0.3401 1.0000
7.250 1.2106 0.02351 0.01398 -0.0725 0.3268 1.0000
7.500 1.2306 0.02403 0.01464 -0.0711 0.3133 1.0000
7.750 1.2507 0.02459 0.01535 -0.0698 0.3001 1.0000
8.000 1.2702 0.02511 0.01597 -0.0684 0.2865 1.0000
8.250 1.2887 0.02553 0.01649 -0.0668 0.2720 1.0000
8.500 1.3058 0.02588 0.01692 -0.0649 0.2560 1.0000
8.750 1.3214 0.02623 0.01733 -0.0628 0.2388 1.0000
9.000 1.3365 0.02678 0.01780 -0.0607 0.2216 1.0000
9.250 1.3512 0.02772 0.01876 -0.0587 0.2046 1.0000
9.500 1.3682 0.02891 0.01987 -0.0571 0.1915 1.0000
9.750 1.3869 0.03020 0.02114 -0.0559 0.1808 1.0000
10.000 1.4042 0.03167 0.02277 -0.0545 0.1719 1.0000
10.250 1.4277 0.03330 0.02427 -0.0542 0.1644 1.0000
10.500 1.4405 0.03463 0.02594 -0.0522 0.1574 1.0000
10.750 1.4595 0.03600 0.02723 -0.0514 0.1494 1.0000
11.000 1.4655 0.03697 0.02854 -0.0485 0.1419 1.0000
11.250 1.4772 0.03801 0.02958 -0.0467 0.1343 1.0000
11.500 1.4806 0.03894 0.03078 -0.0437 0.1277 1.0000
11.750 1.4889 0.03997 0.03182 -0.0414 0.1214 1.0000
12.000 1.4861 0.04110 0.03325 -0.0376 0.1159 1.0000
12.250 1.4901 0.04211 0.03421 -0.0350 0.1097 1.0000
12.500 1.4826 0.04373 0.03617 -0.0315 0.1042 1.0000
12.750 1.4818 0.04532 0.03768 -0.0291 0.0973 1.0000
13.000 1.4713 0.04767 0.04028 -0.0264 0.0908 1.0000
13.250 1.4644 0.05068 0.04331 -0.0245 0.0832 1.0000
13.500 1.4572 0.05370 0.04633 -0.0229 0.0757 1.0000
13.750 1.4453 0.05782 0.05068 -0.0217 0.0707 1.0000
14.000 1.4319 0.06178 0.05490 -0.0210 0.0671 1.0000
14.250 1.4393 0.06512 0.05806 -0.0203 0.0616 1.0000
14.500 1.4209 0.06967 0.06297 -0.0205 0.0605 1.0000
14.750 1.4021 0.07482 0.06844 -0.0215 0.0593 1.0000
15.000 1.3834 0.08048 0.07438 -0.0233 0.0583 1.0000
15.250 1.3634 0.08671 0.08086 -0.0258 0.0575 1.0000
15.500 1.3406 0.09382 0.08822 -0.0291 0.0572 1.0000
15.750 1.3130 0.10229 0.09695 -0.0338 0.0576 1.0000
16.000 1.2802 0.11248 0.10738 -0.0400 0.0587 1.0000
16.250 1.2456 0.12392 0.11901 -0.0473 0.0600 1.0000
16.500 1.2115 0.13616 0.13136 -0.0550 0.0612 1.0000
16.750 1.0503 0.19784 0.19273 -0.0925 0.0882 1.0000
17.000 1.0589 0.20213 0.19706 -0.0934 0.0871 1.0000
17.250 1.0667 0.20717 0.20213 -0.0945 0.0865 1.0000
17.500 0.8292 0.20953 0.20517 -0.0927 0.1222 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 275 (DAIMLER VI) AIRFOIL (goe275-il)