GOE 276 (DAIMLER VII) AIRFOIL (goe276-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 276 (DAIMLER VII) AIRFOIL (goe276-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.4 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe276-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe276-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 276 (DAIMLER VII) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3912 0.11524 0.10827 -0.0201 1.0000 0.0720
-8.500 -0.3963 0.11394 0.10708 -0.0223 1.0000 0.0725
-8.250 -0.3984 0.11227 0.10552 -0.0260 1.0000 0.0729
-8.000 -0.3788 0.10459 0.09778 -0.0207 1.0000 0.0761
-7.750 -0.3743 0.10151 0.09475 -0.0203 1.0000 0.0800
-7.500 -0.3738 0.09909 0.09243 -0.0218 1.0000 0.0840
-7.250 -0.3741 0.09761 0.09104 -0.0280 1.0000 0.0868
-7.000 -0.3689 0.09358 0.08710 -0.0286 1.0000 0.0887
-6.750 -0.3615 0.08974 0.08330 -0.0253 1.0000 0.0932
-6.500 -0.3553 0.08685 0.08045 -0.0274 1.0000 0.0981
-6.250 -0.3432 0.08461 0.07817 -0.0374 1.0000 0.1021
-6.000 -0.3396 0.08019 0.07387 -0.0317 1.0000 0.1052
-5.750 -0.3303 0.07713 0.07084 -0.0323 1.0000 0.1113
-5.250 -0.3031 0.07078 0.06441 -0.0395 1.0000 0.1316
-4.750 -0.2782 0.06473 0.05831 -0.0409 1.0000 0.1614
-4.500 -0.2659 0.06169 0.05527 -0.0406 1.0000 0.1771
-4.250 -0.2544 0.05880 0.05242 -0.0396 1.0000 0.1946
-4.000 -0.2410 0.05621 0.04982 -0.0395 1.0000 0.2239
-3.000 -0.0800 0.04021 0.03172 -0.0584 1.0000 0.0846
-2.750 -0.0518 0.03803 0.02917 -0.0595 1.0000 0.0849
-2.500 -0.0240 0.03605 0.02684 -0.0604 1.0000 0.0846
-2.250 0.0039 0.03416 0.02466 -0.0610 1.0000 0.0819
-2.000 0.0324 0.03256 0.02268 -0.0616 1.0000 0.0796
-1.750 0.0709 0.03099 0.02066 -0.0638 0.9961 0.0777
-1.500 0.1159 0.02951 0.01875 -0.0672 0.9885 0.0765
-1.250 0.1578 0.02833 0.01731 -0.0701 0.9801 0.0795
-1.000 0.1997 0.02734 0.01602 -0.0729 0.9706 0.0829
-0.750 0.2407 0.02636 0.01482 -0.0753 0.9603 0.0831
-0.500 0.2817 0.02552 0.01376 -0.0774 0.9496 0.0835
-0.250 0.3246 0.02474 0.01281 -0.0799 0.9387 0.0845
0.000 0.3667 0.02404 0.01198 -0.0823 0.9262 0.0859
0.250 0.4086 0.02337 0.01123 -0.0846 0.9127 0.0881
0.500 0.4512 0.02266 0.01052 -0.0871 0.8981 0.0923
0.750 0.4926 0.02206 0.00991 -0.0893 0.8816 0.1046
1.000 0.5290 0.02151 0.00945 -0.0905 0.8604 0.1239
1.250 0.5582 0.01900 0.00908 -0.0900 0.8384 1.0000
1.500 0.5902 0.01897 0.00873 -0.0897 0.8101 1.0000
1.750 0.6211 0.01893 0.00844 -0.0894 0.7781 1.0000
2.000 0.6491 0.01896 0.00828 -0.0886 0.7399 1.0000
2.250 0.6783 0.01900 0.00809 -0.0880 0.7010 1.0000
2.500 0.7074 0.01911 0.00792 -0.0874 0.6642 1.0000
2.750 0.7354 0.01936 0.00787 -0.0867 0.6319 1.0000
3.000 0.7622 0.01973 0.00802 -0.0861 0.6037 1.0000
3.250 0.7883 0.02019 0.00828 -0.0855 0.5793 1.0000
3.500 0.8148 0.02068 0.00861 -0.0850 0.5586 1.0000
3.750 0.8413 0.02120 0.00905 -0.0847 0.5399 1.0000
4.000 0.8679 0.02173 0.00953 -0.0844 0.5227 1.0000
4.250 0.8945 0.02229 0.01005 -0.0841 0.5067 1.0000
4.500 0.9212 0.02287 0.01062 -0.0839 0.4918 1.0000
4.750 0.9477 0.02347 0.01127 -0.0837 0.4772 1.0000
5.000 0.9737 0.02410 0.01192 -0.0833 0.4619 1.0000
5.250 0.9986 0.02474 0.01257 -0.0828 0.4450 1.0000
5.500 1.0230 0.02539 0.01327 -0.0821 0.4276 1.0000
5.750 1.0472 0.02604 0.01397 -0.0814 0.4109 1.0000
6.000 1.0712 0.02671 0.01474 -0.0808 0.3955 1.0000
6.250 1.0953 0.02741 0.01561 -0.0802 0.3813 1.0000
6.500 1.1190 0.02813 0.01656 -0.0796 0.3674 1.0000
6.750 1.1421 0.02884 0.01749 -0.0788 0.3533 1.0000
7.000 1.1647 0.02956 0.01842 -0.0780 0.3392 1.0000
7.250 1.1871 0.03031 0.01941 -0.0771 0.3255 1.0000
7.500 1.2094 0.03114 0.02053 -0.0763 0.3126 1.0000
7.750 1.2315 0.03201 0.02166 -0.0754 0.3005 1.0000
8.000 1.2527 0.03284 0.02274 -0.0743 0.2878 1.0000
8.250 1.2698 0.03337 0.02346 -0.0726 0.2694 1.0000
8.500 1.2843 0.03376 0.02391 -0.0706 0.2490 1.0000
8.750 1.2952 0.03440 0.02474 -0.0683 0.2227 1.0000
9.000 1.3019 0.03525 0.02566 -0.0658 0.1861 1.0000
9.250 1.3087 0.03662 0.02700 -0.0635 0.1449 1.0000
9.500 1.3098 0.03888 0.02904 -0.0608 0.1052 1.0000
9.750 1.3088 0.04158 0.03164 -0.0579 0.0703 1.0000
10.000 1.3012 0.04446 0.03439 -0.0546 0.0600 1.0000
10.250 1.2929 0.04742 0.03739 -0.0515 0.0545 1.0000
10.500 1.2841 0.05063 0.04075 -0.0492 0.0505 1.0000
10.750 1.2729 0.05434 0.04457 -0.0477 0.0478 1.0000
11.000 1.2610 0.05848 0.04879 -0.0469 0.0459 1.0000
11.250 1.2532 0.06252 0.05309 -0.0467 0.0439 1.0000
11.500 1.2448 0.06690 0.05769 -0.0470 0.0423 1.0000
11.750 1.2367 0.07149 0.06248 -0.0477 0.0411 1.0000
12.000 1.2293 0.07617 0.06734 -0.0486 0.0400 1.0000
12.250 1.2225 0.08086 0.07218 -0.0495 0.0391 1.0000
12.500 1.2162 0.08551 0.07696 -0.0504 0.0382 1.0000
12.750 1.2105 0.09006 0.08161 -0.0513 0.0373 1.0000
13.000 1.2058 0.09451 0.08616 -0.0520 0.0364 1.0000
13.250 1.2012 0.09936 0.09127 -0.0532 0.0356 1.0000
13.500 1.1950 0.10460 0.09682 -0.0549 0.0348 1.0000
13.750 1.1876 0.11021 0.10267 -0.0570 0.0342 1.0000
14.000 1.1791 0.11625 0.10894 -0.0595 0.0337 1.0000
14.250 1.1694 0.12281 0.11571 -0.0626 0.0333 1.0000
14.500 1.1584 0.12997 0.12308 -0.0662 0.0332 1.0000
14.750 1.1453 0.13810 0.13140 -0.0706 0.0334 1.0000
15.000 1.1303 0.14738 0.14080 -0.0760 0.0338 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 276 (DAIMLER VII) AIRFOIL (goe276-il)