GOE 278 (DAIMLER IX) AIRFOIL (goe278-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 278 (DAIMLER IX) AIRFOIL (goe278-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.49 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe278-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe278-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 278 (DAIMLER IX) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3886 0.11938 0.11216 -0.0179 1.0000 0.1079
-9.250 -0.3912 0.11805 0.11091 -0.0201 1.0000 0.1110
-9.000 -0.4002 0.11785 0.11084 -0.0231 1.0000 0.1120
-8.750 -0.3772 0.11038 0.10331 -0.0203 1.0000 0.1182
-8.500 -0.3765 0.10812 0.10113 -0.0213 1.0000 0.1234
-8.250 -0.3869 0.10760 0.10075 -0.0234 1.0000 0.1258
-8.000 -0.3749 0.10251 0.09570 -0.0221 1.0000 0.1303
-7.750 -0.3722 0.09977 0.09302 -0.0218 1.0000 0.1362
-7.500 -0.3803 0.09876 0.09214 -0.0246 1.0000 0.1400
-7.250 -0.3764 0.09498 0.08845 -0.0241 1.0000 0.1435
-7.000 -0.3705 0.09182 0.08533 -0.0228 1.0000 0.1509
-6.750 -0.3782 0.09147 0.08506 -0.0290 1.0000 0.1557
-6.500 -0.3675 0.08628 0.07995 -0.0231 1.0000 0.1630
-6.250 -0.3711 0.08575 0.07943 -0.0299 1.0000 0.1709
-6.000 -0.3630 0.08092 0.07470 -0.0233 1.0000 0.1801
-5.750 -0.3606 0.07816 0.07198 -0.0237 1.0000 0.1904
-5.500 -0.3571 0.07550 0.06937 -0.0238 1.0000 0.2046
-5.250 -0.3526 0.07271 0.06664 -0.0223 1.0000 0.2214
-5.000 -0.3478 0.07014 0.06410 -0.0210 1.0000 0.2423
-4.750 -0.3432 0.06742 0.06143 -0.0202 1.0000 0.2663
-4.500 0.0258 0.04142 0.03453 -0.0279 1.0000 1.0000
-4.250 0.0357 0.03968 0.03285 -0.0284 1.0000 1.0000
-4.000 0.0451 0.03802 0.03126 -0.0289 1.0000 1.0000
-3.750 0.0537 0.03647 0.02979 -0.0291 1.0000 1.0000
-3.500 0.0615 0.03502 0.02842 -0.0292 1.0000 1.0000
-3.250 0.0223 0.03599 0.02961 -0.0182 1.0000 0.9815
-3.000 -0.0274 0.03712 0.03099 -0.0056 1.0000 0.9566
-2.750 -0.0734 0.03765 0.03175 0.0054 1.0000 0.9309
-2.500 -0.1213 0.03802 0.03235 0.0164 1.0000 0.9120
-2.250 -0.1746 0.03826 0.03284 0.0279 1.0000 0.8929
-2.000 -0.2668 0.03925 0.03416 0.0460 1.0000 0.8635
-1.750 -0.3187 0.03854 0.03367 0.0530 1.0000 0.8267
-1.500 -0.3099 0.03648 0.03162 0.0439 1.0000 0.7840
-1.250 0.0154 0.03256 0.02371 -0.0502 1.0000 0.2433
-1.000 0.0480 0.03162 0.02226 -0.0511 1.0000 0.2123
-0.750 0.0764 0.03083 0.02112 -0.0515 1.0000 0.1944
-0.500 0.1025 0.03056 0.02043 -0.0514 1.0000 0.1848
-0.250 0.1265 0.02996 0.01969 -0.0516 1.0000 0.1803
0.000 0.1498 0.02987 0.01933 -0.0515 1.0000 0.1727
0.250 0.1710 0.02988 0.01920 -0.0514 1.0000 0.1685
0.500 0.2293 0.02963 0.01870 -0.0572 0.9868 0.1641
0.750 0.2942 0.02943 0.01830 -0.0639 0.9694 0.1661
1.000 0.3518 0.02913 0.01798 -0.0696 0.9489 0.1744
1.250 0.4145 0.02880 0.01763 -0.0759 0.9287 0.1857
1.500 0.4663 0.02830 0.01741 -0.0803 0.9045 0.2178
1.750 0.5195 0.02633 0.01709 -0.0835 0.8838 1.0000
2.000 0.5663 0.02637 0.01669 -0.0857 0.8576 1.0000
2.250 0.6141 0.02612 0.01622 -0.0880 0.8334 1.0000
2.500 0.6577 0.02575 0.01574 -0.0892 0.8092 1.0000
2.750 0.6923 0.02558 0.01551 -0.0891 0.7833 1.0000
3.000 0.7323 0.02511 0.01496 -0.0893 0.7623 1.0000
3.250 0.7603 0.02522 0.01505 -0.0884 0.7373 1.0000
3.500 0.7948 0.02500 0.01477 -0.0879 0.7179 1.0000
3.750 0.8197 0.02549 0.01525 -0.0869 0.6956 1.0000
4.000 0.8487 0.02574 0.01547 -0.0862 0.6770 1.0000
4.250 0.8775 0.02607 0.01580 -0.0855 0.6597 1.0000
4.500 0.9032 0.02662 0.01635 -0.0845 0.6414 1.0000
4.750 0.9268 0.02735 0.01713 -0.0835 0.6230 1.0000
5.000 0.9511 0.02810 0.01795 -0.0825 0.6060 1.0000
5.250 0.9750 0.02894 0.01886 -0.0816 0.5901 1.0000
5.500 0.9984 0.02989 0.01992 -0.0807 0.5753 1.0000
5.750 1.0213 0.03093 0.02108 -0.0799 0.5612 1.0000
6.000 1.0439 0.03193 0.02225 -0.0789 0.5466 1.0000
6.250 1.0665 0.03255 0.02298 -0.0774 0.5283 1.0000
6.500 1.0925 0.03222 0.02260 -0.0752 0.5044 1.0000
6.750 1.1147 0.03214 0.02256 -0.0730 0.4799 1.0000
7.000 1.1372 0.03229 0.02280 -0.0711 0.4584 1.0000
7.250 1.1584 0.03244 0.02307 -0.0691 0.4360 1.0000
7.500 1.1780 0.03208 0.02274 -0.0665 0.4071 1.0000
7.750 1.1958 0.03135 0.02189 -0.0634 0.3716 1.0000
8.000 1.2046 0.03130 0.02202 -0.0595 0.3296 1.0000
8.250 1.2029 0.03168 0.02228 -0.0542 0.2647 1.0000
8.500 1.2010 0.03331 0.02341 -0.0497 0.2015 1.0000
8.750 1.2082 0.03543 0.02509 -0.0469 0.1711 1.0000
9.000 1.2234 0.03775 0.02715 -0.0450 0.1531 1.0000
9.250 1.2457 0.04015 0.02942 -0.0439 0.1404 1.0000
9.500 1.2641 0.04244 0.03201 -0.0425 0.1302 1.0000
9.750 1.2860 0.04520 0.03492 -0.0416 0.1229 1.0000
10.000 1.3064 0.04809 0.03805 -0.0405 0.1174 1.0000
10.250 1.3238 0.05134 0.04145 -0.0394 0.1124 1.0000
10.500 1.3292 0.05474 0.04537 -0.0372 0.1092 1.0000
10.750 1.3334 0.05862 0.04969 -0.0350 0.1077 1.0000
11.000 1.3314 0.06270 0.05418 -0.0327 0.1067 1.0000
11.250 1.3232 0.06681 0.05870 -0.0302 0.1060 1.0000
11.500 1.3047 0.07098 0.06321 -0.0274 0.1060 1.0000
11.750 1.2753 0.07573 0.06825 -0.0250 0.1071 1.0000
12.000 1.2417 0.08147 0.07425 -0.0246 0.1086 1.0000
12.250 1.2078 0.08830 0.08128 -0.0262 0.1103 1.0000
12.500 1.1756 0.09619 0.08930 -0.0295 0.1119 1.0000
12.750 1.1492 0.10466 0.09783 -0.0335 0.1132 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 278 (DAIMLER IX) AIRFOIL (goe278-il)