GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL (goe279-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL (goe279-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.58 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe279-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe279-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 279 (DAIMLER X) 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 -0.3569 0.10377 0.09698 -0.0232 1.0000 0.1207
-7.750 -0.3651 0.10253 0.09588 -0.0234 1.0000 0.1242
-7.500 -0.3750 0.10218 0.09566 -0.0271 1.0000 0.1260
-7.250 -0.3621 0.09654 0.09007 -0.0226 1.0000 0.1321
-7.000 -0.3636 0.09455 0.08816 -0.0233 1.0000 0.1384
-6.750 -0.3707 0.09451 0.08818 -0.0296 1.0000 0.1414
-6.500 -0.3608 0.08892 0.08267 -0.0225 1.0000 0.1500
-6.250 -0.3633 0.08855 0.08230 -0.0293 1.0000 0.1566
-6.000 -0.3572 0.08360 0.07748 -0.0227 1.0000 0.1644
-5.750 -0.3542 0.08157 0.07546 -0.0268 1.0000 0.1733
-5.500 -0.3487 0.07849 0.07243 -0.0245 1.0000 0.1848
-5.250 -0.3434 0.07527 0.06927 -0.0232 1.0000 0.1946
-5.000 -0.3365 0.07240 0.06643 -0.0234 1.0000 0.2087
-4.750 -0.3287 0.06960 0.06365 -0.0232 1.0000 0.2264
-4.500 0.0352 0.04224 0.03551 -0.0294 1.0000 1.0000
-4.250 0.0433 0.04057 0.03391 -0.0296 1.0000 1.0000
-4.000 0.0507 0.03899 0.03241 -0.0296 1.0000 1.0000
-3.750 0.0572 0.03752 0.03102 -0.0294 1.0000 1.0000
-3.500 0.0627 0.03615 0.02974 -0.0290 1.0000 1.0000
-3.250 0.0385 0.03628 0.03004 -0.0215 1.0000 0.9890
-3.000 -0.3249 0.05194 0.04673 0.0123 1.0000 0.5453
-2.750 -0.3308 0.04976 0.04469 0.0217 1.0000 0.6046
-2.500 -0.3348 0.04754 0.04257 0.0312 1.0000 0.6600
-2.250 -0.3348 0.04522 0.04033 0.0384 1.0000 0.7081
-2.000 -0.3298 0.04267 0.03787 0.0443 1.0000 0.7488
-1.750 -0.3194 0.04030 0.03553 0.0446 1.0000 0.7712
-1.500 0.0104 0.03479 0.02659 -0.0541 1.0000 0.2766
-1.250 0.0502 0.03347 0.02462 -0.0562 1.0000 0.2302
-1.000 0.0840 0.03246 0.02306 -0.0571 1.0000 0.2006
-0.750 0.1134 0.03152 0.02176 -0.0575 1.0000 0.1843
-0.500 0.1402 0.03076 0.02073 -0.0577 1.0000 0.1775
-0.250 0.1657 0.03039 0.02008 -0.0578 1.0000 0.1744
0.000 0.1894 0.03025 0.01969 -0.0577 1.0000 0.1707
0.250 0.2119 0.03008 0.01940 -0.0575 1.0000 0.1687
0.500 0.2341 0.03019 0.01936 -0.0574 1.0000 0.1682
0.750 0.2813 0.03021 0.01922 -0.0615 0.9909 0.1750
1.000 0.3457 0.03012 0.01906 -0.0685 0.9739 0.1835
1.250 0.4077 0.03001 0.01898 -0.0752 0.9551 0.2043
1.500 0.4537 0.02786 0.01899 -0.0788 0.9346 1.0000
1.750 0.5140 0.02828 0.01878 -0.0837 0.9136 1.0000
2.000 0.5587 0.02853 0.01872 -0.0864 0.8882 1.0000
2.250 0.6090 0.02848 0.01849 -0.0896 0.8643 1.0000
2.500 0.6612 0.02811 0.01804 -0.0928 0.8410 1.0000
2.750 0.7028 0.02774 0.01763 -0.0938 0.8152 1.0000
3.000 0.7520 0.02686 0.01674 -0.0953 0.7935 1.0000
3.250 0.7862 0.02645 0.01634 -0.0946 0.7658 1.0000
3.500 0.8197 0.02606 0.01594 -0.0938 0.7388 1.0000
3.750 0.8531 0.02569 0.01553 -0.0930 0.7128 1.0000
4.000 0.8884 0.02526 0.01507 -0.0923 0.6891 1.0000
4.250 0.9165 0.02544 0.01520 -0.0911 0.6631 1.0000
4.500 0.9441 0.02577 0.01548 -0.0900 0.6384 1.0000
4.750 0.9732 0.02596 0.01553 -0.0888 0.6139 1.0000
5.000 0.9970 0.02653 0.01609 -0.0872 0.5875 1.0000
5.250 1.0206 0.02718 0.01671 -0.0858 0.5628 1.0000
5.500 1.0456 0.02784 0.01732 -0.0846 0.5407 1.0000
5.750 1.0690 0.02871 0.01823 -0.0835 0.5202 1.0000
6.000 1.0915 0.02967 0.01931 -0.0824 0.4999 1.0000
6.250 1.1156 0.03057 0.02025 -0.0814 0.4810 1.0000
6.500 1.1399 0.03150 0.02119 -0.0804 0.4622 1.0000
6.750 1.1596 0.03274 0.02261 -0.0790 0.4421 1.0000
7.000 1.1817 0.03388 0.02388 -0.0778 0.4230 1.0000
7.250 1.2049 0.03503 0.02508 -0.0767 0.4051 1.0000
7.500 1.2262 0.03624 0.02636 -0.0754 0.3867 1.0000
7.750 1.2437 0.03741 0.02770 -0.0736 0.3663 1.0000
8.000 1.2664 0.03794 0.02819 -0.0722 0.3452 1.0000
8.250 1.2849 0.03899 0.02934 -0.0705 0.3258 1.0000
8.500 1.3007 0.03975 0.03024 -0.0685 0.3038 1.0000
8.750 1.3188 0.04009 0.03055 -0.0666 0.2805 1.0000
9.000 1.3325 0.04087 0.03151 -0.0642 0.2566 1.0000
9.250 1.3433 0.04178 0.03247 -0.0612 0.2280 1.0000
9.500 1.3539 0.04284 0.03329 -0.0581 0.1970 1.0000
9.750 1.3594 0.04504 0.03564 -0.0550 0.1752 1.0000
10.000 1.3711 0.04750 0.03815 -0.0528 0.1599 1.0000
10.250 1.3818 0.05062 0.04149 -0.0508 0.1499 1.0000
10.500 1.3961 0.05329 0.04416 -0.0493 0.1401 1.0000
10.750 1.3917 0.05694 0.04834 -0.0462 0.1346 1.0000
11.000 1.4102 0.06022 0.05153 -0.0454 0.1277 1.0000
11.250 1.3934 0.06452 0.05641 -0.0417 0.1260 1.0000
11.500 1.3726 0.06894 0.06127 -0.0383 0.1250 1.0000
11.750 1.3466 0.07338 0.06602 -0.0350 0.1248 1.0000
12.000 1.3176 0.07855 0.07144 -0.0331 0.1252 1.0000
12.250 1.2871 0.08461 0.07770 -0.0328 0.1261 1.0000
12.500 1.2568 0.09160 0.08484 -0.0341 0.1271 1.0000
12.750 1.2284 0.09947 0.09281 -0.0367 0.1280 1.0000
13.000 1.0356 0.14908 0.14187 -0.0736 0.1663 1.0000
13.250 1.0370 0.15541 0.14823 -0.0753 0.1680 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL (goe279-il)