GOE 281 (DAIMLER XII) AIRFOIL (goe281-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 281 (DAIMLER XII) AIRFOIL (goe281-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.68 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe281-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe281-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 281 (DAIMLER XII) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3453 0.10716 0.10051 -0.0225 1.0000 0.1357
-8.000 -0.3522 0.10601 0.09948 -0.0236 1.0000 0.1409
-7.750 -0.3660 0.10602 0.09966 -0.0265 1.0000 0.1424
-7.500 -0.3473 0.09996 0.09359 -0.0225 1.0000 0.1532
-7.250 -0.3596 0.09974 0.09353 -0.0261 1.0000 0.1567
-7.000 -0.3462 0.09459 0.08838 -0.0221 1.0000 0.1654
-6.750 -0.3558 0.09411 0.08803 -0.0261 1.0000 0.1713
-6.500 -0.3459 0.08948 0.08346 -0.0219 1.0000 0.1799
-6.250 -0.3524 0.08858 0.08265 -0.0266 1.0000 0.1871
-6.000 -0.3459 0.08484 0.07898 -0.0225 1.0000 0.1989
-5.750 -0.3431 0.08178 0.07600 -0.0209 1.0000 0.2084
-5.250 -0.3394 0.07676 0.07110 -0.0205 1.0000 0.2347
-5.000 -0.3364 0.07417 0.06859 -0.0186 1.0000 0.2521
-4.750 -0.3333 0.07224 0.06668 -0.0200 1.0000 0.2766
-4.500 -0.3316 0.06932 0.06387 -0.0149 1.0000 0.2984
-4.250 0.0556 0.04103 0.03449 -0.0314 1.0000 1.0000
-4.000 0.0639 0.03943 0.03294 -0.0317 1.0000 1.0000
-3.750 0.0713 0.03795 0.03155 -0.0318 1.0000 1.0000
-3.500 0.0773 0.03661 0.03029 -0.0315 1.0000 1.0000
-3.250 0.0561 0.03666 0.03052 -0.0249 1.0000 0.9903
-3.000 -0.0008 0.03829 0.03242 -0.0106 1.0000 0.9647
-2.750 -0.0525 0.03934 0.03373 0.0016 1.0000 0.9432
-2.500 -0.1048 0.04022 0.03487 0.0134 1.0000 0.9263
-2.250 -0.1539 0.04064 0.03552 0.0238 1.0000 0.9089
-2.000 -0.2074 0.04092 0.03602 0.0346 1.0000 0.8919
-1.250 0.0180 0.03649 0.02795 -0.0575 1.0000 0.2142
-1.000 0.0483 0.03522 0.02627 -0.0587 1.0000 0.1960
-0.750 0.0775 0.03434 0.02494 -0.0595 1.0000 0.1794
-0.500 0.1041 0.03383 0.02402 -0.0599 1.0000 0.1681
-0.250 0.1370 0.03340 0.02317 -0.0614 0.9976 0.1591
0.000 0.1947 0.03286 0.02226 -0.0672 0.9859 0.1533
0.250 0.2489 0.03257 0.02165 -0.0721 0.9733 0.1532
0.500 0.3005 0.03245 0.02129 -0.0766 0.9598 0.1579
0.750 0.3505 0.03224 0.02101 -0.0810 0.9456 0.1620
1.000 0.3992 0.03222 0.02092 -0.0851 0.9305 0.1705
1.250 0.4487 0.03207 0.02090 -0.0894 0.9149 0.1922
1.500 0.4894 0.03024 0.02099 -0.0916 0.8996 1.0000
1.750 0.5304 0.03076 0.02107 -0.0937 0.8816 1.0000
2.000 0.5677 0.03124 0.02127 -0.0953 0.8625 1.0000
2.250 0.6129 0.03139 0.02122 -0.0979 0.8444 1.0000
2.500 0.6647 0.03107 0.02075 -0.1009 0.8271 1.0000
2.750 0.6963 0.03120 0.02080 -0.1008 0.8059 1.0000
3.000 0.7352 0.03093 0.02051 -0.1013 0.7877 1.0000
3.250 0.7735 0.03061 0.02016 -0.1016 0.7708 1.0000
3.500 0.8101 0.03030 0.01985 -0.1016 0.7546 1.0000
3.750 0.8354 0.03061 0.02018 -0.1004 0.7350 1.0000
4.000 0.8648 0.03063 0.02027 -0.0994 0.7166 1.0000
4.250 0.8968 0.03042 0.02009 -0.0985 0.6990 1.0000
4.500 0.9299 0.03005 0.01974 -0.0975 0.6816 1.0000
4.750 0.9518 0.03056 0.02036 -0.0958 0.6596 1.0000
5.000 0.9824 0.03030 0.02012 -0.0943 0.6395 1.0000
5.250 1.0063 0.03053 0.02040 -0.0924 0.6155 1.0000
5.500 1.0351 0.03020 0.02005 -0.0905 0.5916 1.0000
5.750 1.0598 0.03021 0.02011 -0.0885 0.5657 1.0000
6.000 1.0822 0.03048 0.02043 -0.0866 0.5394 1.0000
6.250 1.1058 0.03076 0.02074 -0.0849 0.5144 1.0000
6.500 1.1327 0.03088 0.02079 -0.0834 0.4915 1.0000
6.750 1.1544 0.03165 0.02169 -0.0819 0.4676 1.0000
7.000 1.1787 0.03249 0.02253 -0.0807 0.4464 1.0000
7.250 1.2001 0.03360 0.02374 -0.0793 0.4247 1.0000
7.500 1.2217 0.03427 0.02440 -0.0777 0.4011 1.0000
7.750 1.2424 0.03432 0.02432 -0.0757 0.3746 1.0000
8.000 1.2579 0.03481 0.02499 -0.0736 0.3510 1.0000
8.250 1.2785 0.03519 0.02540 -0.0721 0.3329 1.0000
8.500 1.2924 0.03566 0.02609 -0.0699 0.3134 1.0000
8.750 1.3088 0.03619 0.02682 -0.0680 0.2975 1.0000
9.000 1.3203 0.03603 0.02666 -0.0653 0.2762 1.0000
9.250 1.3288 0.03664 0.02756 -0.0625 0.2571 1.0000
9.500 1.3326 0.03727 0.02828 -0.0592 0.2346 1.0000
9.750 1.3288 0.03842 0.02955 -0.0553 0.2080 1.0000
10.000 1.3219 0.04008 0.03130 -0.0513 0.1800 1.0000
10.250 1.3101 0.04231 0.03349 -0.0473 0.1515 1.0000
10.500 1.2988 0.04530 0.03629 -0.0442 0.1269 1.0000
10.750 1.2898 0.04857 0.03937 -0.0418 0.1111 1.0000
11.000 1.2852 0.05180 0.04257 -0.0400 0.0991 1.0000
11.250 1.2839 0.05493 0.04578 -0.0384 0.0906 1.0000
11.500 1.2830 0.05798 0.04878 -0.0370 0.0849 1.0000
11.750 1.2904 0.06080 0.05183 -0.0353 0.0801 1.0000
12.000 1.2980 0.06360 0.05485 -0.0337 0.0765 1.0000
12.250 1.3111 0.06610 0.05733 -0.0320 0.0734 1.0000
12.500 1.3214 0.06958 0.06108 -0.0306 0.0717 1.0000
12.750 1.3191 0.07393 0.06582 -0.0299 0.0708 1.0000
13.000 1.3098 0.07887 0.07110 -0.0298 0.0703 1.0000
13.250 1.2952 0.08442 0.07696 -0.0305 0.0702 1.0000
13.500 1.2767 0.09064 0.08347 -0.0321 0.0704 1.0000
13.750 1.2552 0.09760 0.09068 -0.0347 0.0709 1.0000
14.000 1.2322 0.10525 0.09853 -0.0381 0.0715 1.0000
14.250 1.2092 0.11347 0.10690 -0.0423 0.0722 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 281 (DAIMLER XII) AIRFOIL (goe281-il)