GOE 277 (DAIMLER VIII) AIRFOIL (goe277-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 277 (DAIMLER VIII) AIRFOIL (goe277-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.99 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe277-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe277-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 277 (DAIMLER VIII) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3785 0.10784 0.10131 -0.0230 1.0000 0.1535
-7.750 -0.3508 0.10073 0.09415 -0.0194 1.0000 0.1634
-7.500 -0.3642 0.10031 0.09389 -0.0220 1.0000 0.1679
-7.250 -0.3499 0.09543 0.08902 -0.0192 1.0000 0.1769
-7.000 -0.3610 0.09486 0.08859 -0.0233 1.0000 0.1833
-6.750 -0.3481 0.09020 0.08397 -0.0195 1.0000 0.1936
-6.500 -0.3535 0.08826 0.08216 -0.0221 1.0000 0.2006
-6.250 -0.3499 0.08571 0.07966 -0.0215 1.0000 0.2127
-6.000 -0.3433 0.08212 0.07615 -0.0190 1.0000 0.2221
-5.750 -0.3426 0.07954 0.07365 -0.0193 1.0000 0.2334
-5.500 -0.3409 0.07703 0.07122 -0.0194 1.0000 0.2472
-5.250 -0.3377 0.07435 0.06860 -0.0183 1.0000 0.2625
-5.000 -0.3339 0.07166 0.06599 -0.0160 1.0000 0.2804
-4.750 -0.3323 0.06951 0.06387 -0.0161 1.0000 0.3057
-4.500 -0.3304 0.06722 0.06166 -0.0138 1.0000 0.3351
-4.250 0.0558 0.04054 0.03390 -0.0280 1.0000 1.0000
-4.000 0.0659 0.03883 0.03226 -0.0286 1.0000 1.0000
-3.750 0.0752 0.03723 0.03074 -0.0291 1.0000 1.0000
-3.500 0.0751 0.03620 0.02982 -0.0273 1.0000 0.9966
-3.250 0.0048 0.03878 0.03271 -0.0098 1.0000 0.9589
-3.000 -0.0585 0.04054 0.03479 0.0046 1.0000 0.9231
-2.750 -0.1155 0.04159 0.03612 0.0167 1.0000 0.8960
-2.500 -0.1651 0.04200 0.03678 0.0266 1.0000 0.8714
-2.250 -0.2375 0.04309 0.03818 0.0404 1.0000 0.8515
-2.000 -0.2987 0.04331 0.03865 0.0508 1.0000 0.8271
-1.750 -0.0383 0.03694 0.02881 -0.0521 1.0000 0.2161
-1.500 -0.0071 0.03557 0.02693 -0.0538 1.0000 0.1970
-1.250 0.0218 0.03460 0.02544 -0.0550 1.0000 0.1833
-1.000 0.0688 0.03306 0.02353 -0.0594 0.9936 0.1720
-0.750 0.1355 0.03178 0.02169 -0.0666 0.9769 0.1648
-0.500 0.1987 0.03077 0.02030 -0.0731 0.9596 0.1664
-0.250 0.2601 0.02981 0.01910 -0.0788 0.9423 0.1729
0.000 0.3124 0.02906 0.01818 -0.0828 0.9219 0.1800
0.250 0.3664 0.02819 0.01731 -0.0869 0.9020 0.1960
0.500 0.4249 0.02687 0.01642 -0.0919 0.8842 0.2627
0.750 0.4683 0.02463 0.01546 -0.0925 0.8647 1.0000
1.000 0.5114 0.02452 0.01493 -0.0940 0.8421 1.0000
1.250 0.5527 0.02432 0.01447 -0.0951 0.8207 1.0000
1.500 0.5884 0.02420 0.01417 -0.0953 0.7982 1.0000
1.750 0.6238 0.02404 0.01383 -0.0952 0.7776 1.0000
2.000 0.6534 0.02418 0.01384 -0.0945 0.7553 1.0000
2.250 0.6853 0.02421 0.01370 -0.0938 0.7362 1.0000
2.500 0.7110 0.02470 0.01409 -0.0929 0.7154 1.0000
2.750 0.7372 0.02523 0.01454 -0.0921 0.6968 1.0000
3.000 0.7634 0.02580 0.01504 -0.0914 0.6799 1.0000
3.250 0.7888 0.02647 0.01565 -0.0907 0.6643 1.0000
3.500 0.8133 0.02727 0.01642 -0.0902 0.6499 1.0000
3.750 0.8373 0.02818 0.01736 -0.0897 0.6369 1.0000
4.000 0.8614 0.02909 0.01828 -0.0892 0.6250 1.0000
4.250 0.8887 0.02972 0.01887 -0.0887 0.6151 1.0000
4.500 0.9090 0.03109 0.02035 -0.0883 0.6038 1.0000
4.750 0.9292 0.03251 0.02191 -0.0880 0.5937 1.0000
5.000 0.9576 0.03312 0.02252 -0.0875 0.5859 1.0000
5.250 0.9720 0.03519 0.02478 -0.0872 0.5757 1.0000
5.500 0.9929 0.03665 0.02636 -0.0868 0.5677 1.0000
5.750 1.0121 0.03827 0.02815 -0.0864 0.5591 1.0000
6.000 1.0249 0.04064 0.03070 -0.0859 0.5507 1.0000
6.250 1.0488 0.04179 0.03197 -0.0854 0.5430 1.0000
6.500 1.0505 0.04533 0.03572 -0.0849 0.5337 1.0000
6.750 1.0837 0.04547 0.03596 -0.0841 0.5262 1.0000
7.000 1.0760 0.04990 0.04064 -0.0834 0.5156 1.0000
7.250 1.0807 0.05277 0.04366 -0.0823 0.5042 1.0000
7.500 1.1047 0.05297 0.04402 -0.0803 0.4895 1.0000
7.750 1.1366 0.05200 0.04320 -0.0780 0.4729 1.0000
8.000 1.1616 0.05204 0.04344 -0.0761 0.4578 1.0000
8.250 1.1769 0.05339 0.04500 -0.0744 0.4441 1.0000
8.500 1.1926 0.05471 0.04652 -0.0726 0.4300 1.0000
8.750 1.2081 0.05600 0.04802 -0.0707 0.4153 1.0000
9.000 1.2382 0.05543 0.04768 -0.0685 0.3976 1.0000
9.250 1.2823 0.05292 0.04538 -0.0662 0.3755 1.0000
9.500 1.3470 0.04455 0.03674 -0.0630 0.3329 1.0000
9.750 1.3613 0.04228 0.03454 -0.0592 0.2981 1.0000
10.000 1.3700 0.04031 0.03250 -0.0549 0.2609 1.0000
10.250 1.3593 0.04078 0.03305 -0.0498 0.2210 1.0000
10.500 1.3410 0.04246 0.03437 -0.0444 0.1817 1.0000
10.750 1.3224 0.04544 0.03689 -0.0401 0.1546 1.0000
11.000 1.3098 0.04899 0.04016 -0.0371 0.1349 1.0000
11.250 1.3042 0.05246 0.04350 -0.0348 0.1200 1.0000
11.500 1.3094 0.05562 0.04659 -0.0328 0.1083 1.0000
11.750 1.3307 0.05860 0.04945 -0.0310 0.0981 1.0000
12.000 1.3325 0.06211 0.05331 -0.0295 0.0934 1.0000
12.250 1.3546 0.06551 0.05662 -0.0286 0.0864 1.0000
12.500 1.3433 0.06946 0.06100 -0.0272 0.0851 1.0000
12.750 1.3306 0.07389 0.06579 -0.0265 0.0841 1.0000
13.000 1.3152 0.07884 0.07106 -0.0266 0.0835 1.0000
13.250 1.2965 0.08440 0.07693 -0.0275 0.0834 1.0000
13.500 1.2746 0.09070 0.08349 -0.0294 0.0837 1.0000
13.750 1.2502 0.09781 0.09080 -0.0323 0.0844 1.0000
14.000 1.2246 0.10571 0.09889 -0.0362 0.0852 1.0000
14.250 1.1999 0.11424 0.10756 -0.0406 0.0861 1.0000
14.500 1.1780 0.12301 0.11642 -0.0452 0.0870 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 277 (DAIMLER VIII) AIRFOIL (goe277-il)