GOE 278 (DAIMLER IX) AIRFOIL (goe278-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 278 (DAIMLER IX) AIRFOIL (goe278-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.72 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe278-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe278-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3604 0.10921 0.10225 -0.0270 1.0000 0.0749
-8.250 -0.3684 0.10837 0.10156 -0.0288 1.0000 0.0755
-8.000 -0.3721 0.10720 0.10049 -0.0327 1.0000 0.0758
-7.750 -0.3522 0.09948 0.09275 -0.0257 1.0000 0.0805
-7.500 -0.3516 0.09695 0.09031 -0.0255 1.0000 0.0834
-7.250 -0.3525 0.09472 0.08817 -0.0265 1.0000 0.0863
-7.000 -0.3548 0.09315 0.08668 -0.0297 1.0000 0.0888
-6.750 -0.3541 0.09193 0.08548 -0.0349 1.0000 0.0899
-6.500 -0.3502 0.08722 0.08088 -0.0316 1.0000 0.0914
-6.250 -0.3460 0.08381 0.07750 -0.0289 1.0000 0.0942
-6.000 -0.3416 0.08107 0.07480 -0.0289 1.0000 0.0979
-5.750 -0.3311 0.07945 0.07305 -0.0356 1.0000 0.1039
-5.500 -0.3274 0.07534 0.06906 -0.0330 1.0000 0.1065
-5.250 -0.3208 0.07247 0.06621 -0.0317 1.0000 0.1131
-4.750 -0.2936 0.06701 0.06057 -0.0368 1.0000 0.1320
-4.500 -0.2842 0.06341 0.05701 -0.0360 1.0000 0.1368
-4.250 -0.2675 0.06058 0.05408 -0.0380 1.0000 0.1498
-4.000 -0.2524 0.05776 0.05118 -0.0388 1.0000 0.1648
-3.750 -0.2402 0.05497 0.04842 -0.0381 1.0000 0.1828
-3.500 -0.2291 0.05260 0.04609 -0.0371 1.0000 0.2160
-3.000 -0.2081 0.04802 0.04164 -0.0340 0.9997 0.3050
-2.750 -0.0997 0.04287 0.03479 -0.0518 0.9944 0.1158
-2.500 -0.0546 0.03978 0.03126 -0.0557 0.9884 0.0978
-2.250 -0.0089 0.03736 0.02827 -0.0593 0.9819 0.0860
-2.000 0.0359 0.03512 0.02557 -0.0629 0.9757 0.0806
-1.750 0.0791 0.03349 0.02336 -0.0657 0.9671 0.0776
-1.500 0.1220 0.03184 0.02147 -0.0690 0.9566 0.0803
-1.250 0.1682 0.03037 0.01961 -0.0722 0.9444 0.0797
-1.000 0.2146 0.02905 0.01790 -0.0752 0.9317 0.0785
-0.750 0.2608 0.02783 0.01639 -0.0781 0.9198 0.0782
-0.500 0.3010 0.02680 0.01519 -0.0799 0.9074 0.0789
-0.250 0.3382 0.02600 0.01426 -0.0812 0.8949 0.0830
0.000 0.3754 0.02530 0.01342 -0.0823 0.8825 0.0865
0.250 0.4110 0.02462 0.01262 -0.0831 0.8696 0.0881
0.500 0.4450 0.02404 0.01194 -0.0836 0.8555 0.0900
0.750 0.4773 0.02341 0.01132 -0.0840 0.8403 0.0934
1.000 0.5084 0.02295 0.01081 -0.0840 0.8237 0.0984
1.250 0.5392 0.02250 0.01035 -0.0840 0.8060 0.1093
1.500 0.5704 0.02200 0.00991 -0.0840 0.7878 0.1301
1.750 0.5983 0.01973 0.00961 -0.0833 0.7687 1.0000
2.000 0.6261 0.01974 0.00931 -0.0825 0.7462 1.0000
2.250 0.6556 0.01970 0.00904 -0.0819 0.7240 1.0000
2.500 0.6839 0.01973 0.00888 -0.0813 0.6999 1.0000
2.750 0.7126 0.01979 0.00877 -0.0807 0.6761 1.0000
3.000 0.7413 0.01991 0.00870 -0.0802 0.6526 1.0000
3.250 0.7684 0.02018 0.00880 -0.0795 0.6287 1.0000
3.500 0.7955 0.02050 0.00899 -0.0789 0.6066 1.0000
3.750 0.8214 0.02093 0.00930 -0.0783 0.5851 1.0000
4.000 0.8470 0.02139 0.00970 -0.0777 0.5649 1.0000
4.250 0.8727 0.02188 0.01015 -0.0772 0.5469 1.0000
4.500 0.8983 0.02238 0.01062 -0.0767 0.5302 1.0000
4.750 0.9238 0.02290 0.01114 -0.0762 0.5145 1.0000
5.000 0.9487 0.02342 0.01168 -0.0756 0.4987 1.0000
5.250 0.9732 0.02395 0.01222 -0.0750 0.4833 1.0000
5.500 0.9975 0.02450 0.01281 -0.0743 0.4686 1.0000
5.750 1.0216 0.02509 0.01348 -0.0737 0.4549 1.0000
6.000 1.0459 0.02572 0.01426 -0.0731 0.4427 1.0000
6.250 1.0695 0.02634 0.01499 -0.0724 0.4295 1.0000
6.500 1.0916 0.02691 0.01564 -0.0714 0.4136 1.0000
6.750 1.1121 0.02743 0.01623 -0.0700 0.3953 1.0000
7.000 1.1322 0.02796 0.01677 -0.0687 0.3769 1.0000
7.250 1.1508 0.02857 0.01754 -0.0672 0.3588 1.0000
7.500 1.1679 0.02916 0.01830 -0.0656 0.3389 1.0000
7.750 1.1840 0.02975 0.01904 -0.0638 0.3182 1.0000
8.000 1.1989 0.03039 0.01986 -0.0619 0.2964 1.0000
8.250 1.2114 0.03107 0.02072 -0.0598 0.2689 1.0000
8.500 1.2230 0.03186 0.02174 -0.0576 0.2326 1.0000
8.750 1.2303 0.03304 0.02278 -0.0551 0.1860 1.0000
9.000 1.2324 0.03500 0.02439 -0.0523 0.1437 1.0000
9.250 1.2342 0.03721 0.02647 -0.0497 0.1155 1.0000
9.500 1.2343 0.03940 0.02857 -0.0469 0.1012 1.0000
9.750 1.2342 0.04167 0.03087 -0.0445 0.0932 1.0000
10.000 1.2335 0.04406 0.03331 -0.0422 0.0887 1.0000
10.250 1.2339 0.04647 0.03587 -0.0403 0.0847 1.0000
10.500 1.2324 0.04911 0.03860 -0.0386 0.0812 1.0000
10.750 1.2301 0.05195 0.04148 -0.0371 0.0779 1.0000
11.000 1.2316 0.05461 0.04438 -0.0358 0.0741 1.0000
11.250 1.2326 0.05738 0.04729 -0.0347 0.0709 1.0000
11.500 1.2352 0.06009 0.05011 -0.0335 0.0682 1.0000
11.750 1.2404 0.06273 0.05285 -0.0322 0.0653 1.0000
12.000 1.2432 0.06572 0.05616 -0.0314 0.0622 1.0000
12.250 1.2472 0.06869 0.05935 -0.0305 0.0595 1.0000
12.500 1.2529 0.07155 0.06234 -0.0295 0.0571 1.0000
12.750 1.2619 0.07448 0.06529 -0.0283 0.0542 1.0000
13.000 1.2535 0.07893 0.07012 -0.0287 0.0530 1.0000
13.250 1.2438 0.08378 0.07531 -0.0296 0.0520 1.0000
13.500 1.2325 0.08911 0.08094 -0.0310 0.0513 1.0000
13.750 1.2187 0.09503 0.08714 -0.0331 0.0509 1.0000
14.000 1.2019 0.10169 0.09405 -0.0361 0.0507 1.0000
14.250 1.1826 0.10918 0.10179 -0.0400 0.0507 1.0000
14.500 1.1611 0.11769 0.11051 -0.0450 0.0510 1.0000
14.750 1.1380 0.12737 0.12036 -0.0509 0.0515 1.0000
15.000 1.1138 0.13821 0.13133 -0.0577 0.0520 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 278 (DAIMLER IX) AIRFOIL (goe278-il)