GOE 277 (DAIMLER VIII) AIRFOIL (goe277-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 277 (DAIMLER VIII) AIRFOIL (goe277-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.6 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe277-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe277-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3476 0.11121 0.10433 -0.0228 1.0000 0.0864
-8.500 -0.3541 0.11013 0.10338 -0.0255 1.0000 0.0881
-8.250 -0.3624 0.10905 0.10244 -0.0281 1.0000 0.0887
-8.000 -0.3398 0.10212 0.09548 -0.0246 1.0000 0.0931
-7.750 -0.3369 0.09943 0.09286 -0.0244 1.0000 0.0978
-7.500 -0.3423 0.09774 0.09130 -0.0259 1.0000 0.1018
-7.250 -0.3492 0.09676 0.09043 -0.0317 1.0000 0.1038
-7.000 -0.3411 0.09190 0.08565 -0.0282 1.0000 0.1065
-6.750 -0.3352 0.08877 0.08257 -0.0267 1.0000 0.1105
-6.500 -0.3337 0.08631 0.08019 -0.0282 1.0000 0.1157
-6.250 -0.3328 0.08455 0.07844 -0.0356 1.0000 0.1195
-6.000 -0.3275 0.08039 0.07438 -0.0305 1.0000 0.1225
-5.750 -0.3221 0.07772 0.07175 -0.0299 1.0000 0.1292
-5.500 -0.3166 0.07479 0.06885 -0.0324 1.0000 0.1369
-5.250 -0.3063 0.07266 0.06663 -0.0365 1.0000 0.1497
-5.000 -0.3032 0.06929 0.06338 -0.0316 1.0000 0.1552
-4.750 -0.2925 0.06649 0.06054 -0.0339 1.0000 0.1670
-4.500 -0.2801 0.06393 0.05792 -0.0357 1.0000 0.1808
-4.250 -0.2719 0.06107 0.05512 -0.0337 1.0000 0.1868
-4.000 -0.2164 0.05393 0.04711 -0.0460 1.0000 0.1028
-3.750 -0.1699 0.04864 0.04136 -0.0523 0.9933 0.0871
-3.500 -0.1278 0.04453 0.03697 -0.0574 0.9860 0.0817
-3.250 -0.0817 0.04071 0.03256 -0.0626 0.9778 0.0783
-3.000 -0.0396 0.03809 0.02954 -0.0667 0.9688 0.0812
-2.750 0.0046 0.03537 0.02629 -0.0706 0.9601 0.0798
-2.500 0.0499 0.03298 0.02334 -0.0743 0.9514 0.0784
-2.250 0.0918 0.03105 0.02092 -0.0771 0.9399 0.0779
-2.000 0.1351 0.02939 0.01888 -0.0799 0.9274 0.0789
-1.750 0.1786 0.02806 0.01723 -0.0826 0.9139 0.0838
-1.500 0.2206 0.02677 0.01558 -0.0847 0.8998 0.0858
-1.250 0.2585 0.02563 0.01419 -0.0858 0.8848 0.0868
-1.000 0.2947 0.02471 0.01301 -0.0865 0.8695 0.0882
-0.750 0.3292 0.02384 0.01201 -0.0870 0.8538 0.0903
-0.500 0.3624 0.02310 0.01119 -0.0874 0.8375 0.0937
-0.250 0.3951 0.02248 0.01044 -0.0876 0.8207 0.0989
0.000 0.4256 0.02196 0.00988 -0.0876 0.8021 0.1104
0.250 0.4563 0.02145 0.00936 -0.0876 0.7832 0.1288
0.500 0.4876 0.02059 0.00888 -0.0878 0.7648 0.2059
1.000 0.5428 0.01873 0.00817 -0.0857 0.7260 1.0000
1.250 0.5705 0.01889 0.00802 -0.0851 0.7056 1.0000
1.500 0.5980 0.01907 0.00793 -0.0845 0.6857 1.0000
1.750 0.6235 0.01934 0.00801 -0.0837 0.6638 1.0000
2.000 0.6496 0.01960 0.00808 -0.0830 0.6437 1.0000
2.250 0.6758 0.01990 0.00819 -0.0824 0.6240 1.0000
2.500 0.7015 0.02023 0.00838 -0.0818 0.6045 1.0000
2.750 0.7275 0.02057 0.00859 -0.0813 0.5867 1.0000
3.000 0.7536 0.02093 0.00882 -0.0808 0.5703 1.0000
3.250 0.7797 0.02133 0.00911 -0.0803 0.5550 1.0000
3.500 0.8058 0.02177 0.00948 -0.0799 0.5406 1.0000
3.750 0.8319 0.02223 0.00989 -0.0796 0.5273 1.0000
4.000 0.8581 0.02273 0.01035 -0.0793 0.5153 1.0000
4.250 0.8845 0.02324 0.01084 -0.0790 0.5046 1.0000
4.500 0.9105 0.02377 0.01138 -0.0788 0.4940 1.0000
4.750 0.9360 0.02437 0.01204 -0.0785 0.4840 1.0000
5.000 0.9623 0.02494 0.01264 -0.0782 0.4758 1.0000
5.250 0.9873 0.02560 0.01342 -0.0780 0.4668 1.0000
5.500 1.0129 0.02624 0.01414 -0.0777 0.4591 1.0000
5.750 1.0377 0.02693 0.01496 -0.0774 0.4512 1.0000
6.000 1.0628 0.02764 0.01582 -0.0771 0.4442 1.0000
6.250 1.0870 0.02841 0.01676 -0.0767 0.4367 1.0000
6.500 1.1117 0.02915 0.01764 -0.0763 0.4300 1.0000
6.750 1.1347 0.03001 0.01873 -0.0758 0.4225 1.0000
7.000 1.1589 0.03075 0.01967 -0.0753 0.4154 1.0000
7.250 1.1811 0.03148 0.02060 -0.0745 0.4058 1.0000
7.500 1.2016 0.03212 0.02143 -0.0734 0.3938 1.0000
7.750 1.2220 0.03261 0.02209 -0.0722 0.3806 1.0000
8.000 1.2422 0.03313 0.02281 -0.0710 0.3678 1.0000
8.250 1.2642 0.03366 0.02350 -0.0700 0.3572 1.0000
8.500 1.2831 0.03453 0.02468 -0.0688 0.3468 1.0000
8.750 1.3008 0.03534 0.02579 -0.0674 0.3349 1.0000
9.000 1.3159 0.03564 0.02623 -0.0654 0.3170 1.0000
9.250 1.3264 0.03599 0.02678 -0.0629 0.2964 1.0000
9.500 1.3335 0.03674 0.02782 -0.0603 0.2756 1.0000
9.750 1.3389 0.03752 0.02881 -0.0576 0.2530 1.0000
10.000 1.3400 0.03868 0.03020 -0.0548 0.2240 1.0000
10.250 1.3340 0.04020 0.03164 -0.0514 0.1858 1.0000
10.500 1.3232 0.04258 0.03373 -0.0484 0.1499 1.0000
10.750 1.3106 0.04581 0.03678 -0.0462 0.1258 1.0000
11.000 1.2965 0.04972 0.04063 -0.0450 0.1086 1.0000
11.250 1.2816 0.05421 0.04514 -0.0447 0.0957 1.0000
11.500 1.2665 0.05918 0.05017 -0.0451 0.0856 1.0000
11.750 1.2504 0.06459 0.05561 -0.0462 0.0786 1.0000
12.000 1.2372 0.06993 0.06111 -0.0474 0.0704 1.0000
12.250 1.2230 0.07550 0.06670 -0.0488 0.0654 1.0000
12.500 1.2122 0.08067 0.07201 -0.0500 0.0595 1.0000
12.750 1.2006 0.08596 0.07734 -0.0514 0.0558 1.0000
13.000 1.1919 0.09083 0.08225 -0.0525 0.0523 1.0000
13.250 1.1852 0.09540 0.08692 -0.0534 0.0493 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 277 (DAIMLER VIII) AIRFOIL (goe277-il)