Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL (goe279-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL (goe279-il)