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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 280 (DAIMLER XI) AIRFOIL (goe280-il)