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

GOE 280 (DAIMLER XI) AIRFOIL (goe280-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 280 (DAIMLER XI) AIRFOIL (goe280-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.29 at α=5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe280-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe280-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 280 (DAIMLER XI) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.3821   0.12800   0.12111  -0.0137   1.0000   0.0896
  -9.500  -0.3850   0.12712   0.12032  -0.0164   1.0000   0.0909
  -9.250  -0.3903   0.12655   0.11986  -0.0194   1.0000   0.0914
  -9.000  -0.3653   0.11767   0.11091  -0.0162   1.0000   0.0963
  -8.750  -0.3603   0.11466   0.10796  -0.0169   1.0000   0.1004
  -8.500  -0.3610   0.11278   0.10616  -0.0187   1.0000   0.1038
  -8.250  -0.3687   0.11207   0.10559  -0.0212   1.0000   0.1052
  -8.000  -0.3592   0.10706   0.10064  -0.0205   1.0000   0.1079
  -7.750  -0.3501   0.10321   0.09682  -0.0197   1.0000   0.1136
  -7.500  -0.3535   0.10143   0.09515  -0.0214   1.0000   0.1178
  -7.250  -0.3583   0.10076   0.09458  -0.0272   1.0000   0.1198
  -7.000  -0.3457   0.09492   0.08880  -0.0217   1.0000   0.1276
  -6.750  -0.3474   0.09347   0.08743  -0.0259   1.0000   0.1334
  -6.250  -0.3396   0.08769   0.08177  -0.0277   1.0000   0.1481
  -5.750  -0.3295   0.08131   0.07551  -0.0285   1.0000   0.1648
  -5.500  -0.3217   0.07905   0.07323  -0.0305   1.0000   0.1778
  -5.250  -0.3177   0.07501   0.06930  -0.0259   1.0000   0.1885
  -5.000  -0.3065   0.07293   0.06715  -0.0307   1.0000   0.2071
  -4.750  -0.3018   0.06922   0.06355  -0.0277   1.0000   0.2231
  -4.500  -0.2967   0.06616   0.06059  -0.0247   1.0000   0.2434
  -4.250  -0.2879   0.06374   0.05816  -0.0257   1.0000   0.2803
  -4.000  -0.0941   0.04844   0.04266   0.0055   1.0000   0.8975
  -3.750  -0.1367   0.04903   0.04350   0.0139   1.0000   0.8561
  -3.500  -0.1726   0.04914   0.04383   0.0213   1.0000   0.8358
  -3.250  -0.3080   0.05449   0.04956   0.0049   1.0000   0.5016
  -3.000  -0.3181   0.05239   0.04764   0.0165   1.0000   0.5633
  -2.750  -0.3266   0.05031   0.04571   0.0276   1.0000   0.6255
  -2.500  -0.3318   0.04810   0.04361   0.0377   1.0000   0.6846
  -2.250  -0.3318   0.04581   0.04141   0.0444   1.0000   0.7319
  -2.000  -0.3272   0.04345   0.03911   0.0477   1.0000   0.7623
  -1.750  -0.3153   0.04100   0.03670   0.0470   1.0000   0.7763
  -1.500   0.0070   0.03515   0.02762  -0.0526   1.0000   0.3056
  -1.250   0.0471   0.03429   0.02604  -0.0553   1.0000   0.2449
  -1.000   0.0783   0.03373   0.02496  -0.0563   1.0000   0.2188
  -0.750   0.1055   0.03310   0.02400  -0.0568   1.0000   0.1996
  -0.500   0.1301   0.03283   0.02337  -0.0570   1.0000   0.1846
  -0.250   0.1529   0.03286   0.02309  -0.0572   1.0000   0.1745
   0.000   0.2156   0.03246   0.02216  -0.0636   0.9862   0.1631
   0.250   0.2768   0.03178   0.02126  -0.0699   0.9712   0.1664
   0.500   0.3370   0.03137   0.02061  -0.0756   0.9555   0.1660
   0.750   0.3882   0.03103   0.02019  -0.0800   0.9365   0.1686
   1.000   0.4409   0.03073   0.01980  -0.0846   0.9173   0.1765
   1.250   0.4975   0.03016   0.01936  -0.0898   0.8992   0.2040
   1.500   0.5389   0.02807   0.01912  -0.0914   0.8808   1.0000
   1.750   0.5838   0.02816   0.01878  -0.0935   0.8597   1.0000
   2.000   0.6334   0.02784   0.01812  -0.0959   0.8411   1.0000
   2.250   0.6677   0.02781   0.01791  -0.0961   0.8187   1.0000
   2.500   0.7097   0.02727   0.01723  -0.0968   0.7993   1.0000
   2.750   0.7419   0.02704   0.01694  -0.0961   0.7771   1.0000
   3.000   0.7784   0.02642   0.01623  -0.0953   0.7566   1.0000
   3.250   0.8072   0.02618   0.01592  -0.0937   0.7322   1.0000
   3.500   0.8369   0.02580   0.01548  -0.0919   0.7077   1.0000
   3.750   0.8657   0.02547   0.01502  -0.0898   0.6822   1.0000
   4.000   0.8906   0.02547   0.01494  -0.0877   0.6541   1.0000
   4.250   0.9151   0.02557   0.01495  -0.0858   0.6256   1.0000
   4.500   0.9396   0.02573   0.01507  -0.0839   0.5969   1.0000
   4.750   0.9642   0.02599   0.01520  -0.0821   0.5677   1.0000
   5.000   0.9878   0.02649   0.01559  -0.0805   0.5371   1.0000
   5.250   1.0110   0.02718   0.01618  -0.0790   0.5064   1.0000
   5.500   1.0341   0.02799   0.01695  -0.0776   0.4768   1.0000
   5.750   1.0580   0.02885   0.01768  -0.0764   0.4504   1.0000
   6.000   1.0806   0.02994   0.01881  -0.0754   0.4263   1.0000
   6.250   1.1053   0.03101   0.01983  -0.0746   0.4075   1.0000
   6.500   1.1278   0.03237   0.02133  -0.0739   0.3905   1.0000
   6.750   1.1509   0.03365   0.02276  -0.0732   0.3758   1.0000
   7.000   1.1719   0.03418   0.02330  -0.0719   0.3562   1.0000
   7.250   1.1939   0.03419   0.02311  -0.0706   0.3359   1.0000
   7.500   1.2153   0.03502   0.02402  -0.0696   0.3214   1.0000
   7.750   1.2374   0.03590   0.02503  -0.0688   0.3088   1.0000
   8.000   1.2541   0.03634   0.02557  -0.0672   0.2908   1.0000
   8.250   1.2735   0.03698   0.02628  -0.0660   0.2770   1.0000
   8.500   1.2948   0.03793   0.02735  -0.0652   0.2673   1.0000
   8.750   1.3131   0.03936   0.02913  -0.0641   0.2593   1.0000
   9.000   1.3370   0.04016   0.02999  -0.0635   0.2513   1.0000
   9.250   1.3513   0.04145   0.03171  -0.0620   0.2419   1.0000
   9.500   1.3657   0.04197   0.03239  -0.0602   0.2291   1.0000
   9.750   1.3795   0.04258   0.03318  -0.0584   0.2174   1.0000
  10.000   1.3963   0.04319   0.03391  -0.0569   0.2079   1.0000
  10.250   1.4060   0.04388   0.03486  -0.0547   0.1964   1.0000
  10.500   1.4093   0.04470   0.03603  -0.0518   0.1836   1.0000
  10.750   1.4067   0.04553   0.03706  -0.0484   0.1692   1.0000
  11.000   1.3991   0.04684   0.03860  -0.0448   0.1557   1.0000
  11.250   1.3881   0.04869   0.04069  -0.0412   0.1430   1.0000
  11.500   1.3758   0.05122   0.04339  -0.0386   0.1291   1.0000
  11.750   1.3619   0.05455   0.04684  -0.0370   0.1148   1.0000
  12.000   1.3481   0.05862   0.05103  -0.0364   0.1013   1.0000
  12.250   1.3352   0.06322   0.05578  -0.0364   0.0897   1.0000
  12.500   1.3230   0.06809   0.06077  -0.0370   0.0819   1.0000
  12.750   1.3105   0.07311   0.06580  -0.0382   0.0774   1.0000
  13.000   1.2987   0.07844   0.07124  -0.0393   0.0738   1.0000
  13.250   1.2869   0.08391   0.07682  -0.0408   0.0710   1.0000
  13.500   1.2757   0.08935   0.08231  -0.0425   0.0687   1.0000
  13.750   1.2663   0.09440   0.08734  -0.0439   0.0667   1.0000
  14.000   1.2553   0.10024   0.09334  -0.0456   0.0655   1.0000
  14.250   1.2427   0.10668   0.10001  -0.0479   0.0646   1.0000
  14.500   1.2274   0.11395   0.10750  -0.0509   0.0643   1.0000
  14.750   1.2086   0.12244   0.11620  -0.0549   0.0645   1.0000
  15.000   1.1862   0.13230   0.12622  -0.0600   0.0653   1.0000
  15.250   1.1639   0.14282   0.13680  -0.0656   0.0664   1.0000
<< Back to GOE 280 (DAIMLER XI) AIRFOIL (goe280-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 280 (DAIMLER XI) AIRFOIL (goe280-il)