GOE 281 (DAIMLER XII) AIRFOIL (goe281-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 281 (DAIMLER XII) AIRFOIL (goe281-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.09 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe281-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe281-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3449 0.11659 0.10977 -0.0262 1.0000 0.0715
-8.750 -0.3500 0.11554 0.10883 -0.0285 1.0000 0.0722
-8.500 -0.3567 0.11445 0.10788 -0.0303 1.0000 0.0725
-8.250 -0.3309 0.10633 0.09970 -0.0268 1.0000 0.0769
-8.000 -0.3291 0.10377 0.09721 -0.0268 1.0000 0.0809
-7.750 -0.3354 0.10230 0.09587 -0.0273 1.0000 0.0842
-7.500 -0.3433 0.10149 0.09521 -0.0306 1.0000 0.0859
-7.250 -0.3396 0.09737 0.09118 -0.0292 1.0000 0.0882
-7.000 -0.3334 0.09398 0.08784 -0.0269 1.0000 0.0937
-6.750 -0.3349 0.09204 0.08599 -0.0287 1.0000 0.0985
-6.500 -0.3355 0.09143 0.08540 -0.0365 1.0000 0.1009
-6.250 -0.3318 0.08627 0.08034 -0.0293 1.0000 0.1044
-6.000 -0.3284 0.08363 0.07775 -0.0287 1.0000 0.1098
-5.750 -0.3215 0.08185 0.07593 -0.0361 1.0000 0.1161
-5.250 -0.3064 0.07630 0.07037 -0.0378 1.0000 0.1307
-5.000 -0.3072 0.07256 0.06680 -0.0318 1.0000 0.1357
-4.500 -0.2879 0.06718 0.06139 -0.0345 1.0000 0.1625
-4.250 -0.2737 0.06422 0.05842 -0.0355 0.9986 0.1781
-4.000 -0.2409 0.06053 0.05461 -0.0406 0.9917 0.2069
-3.750 -0.2133 0.05709 0.05113 -0.0428 0.9852 0.2393
-3.250 -0.0772 0.04540 0.03780 -0.0662 0.9725 0.0984
-3.000 -0.0322 0.04164 0.03350 -0.0706 0.9663 0.0828
-2.750 0.0075 0.03891 0.03034 -0.0741 0.9591 0.0814
-2.500 0.0510 0.03642 0.02734 -0.0778 0.9523 0.0805
-2.250 0.0919 0.03422 0.02458 -0.0804 0.9430 0.0766
-2.000 0.1387 0.03241 0.02208 -0.0836 0.9348 0.0736
-1.750 0.1804 0.03104 0.02022 -0.0859 0.9240 0.0725
-1.500 0.2184 0.02946 0.01840 -0.0879 0.9128 0.0740
-1.250 0.2571 0.02823 0.01702 -0.0901 0.9032 0.0774
-1.000 0.2953 0.02723 0.01578 -0.0917 0.8946 0.0779
-0.750 0.3285 0.02648 0.01479 -0.0922 0.8839 0.0781
-0.500 0.3638 0.02579 0.01390 -0.0931 0.8744 0.0786
-0.250 0.4002 0.02512 0.01307 -0.0943 0.8656 0.0796
0.000 0.4311 0.02468 0.01251 -0.0946 0.8540 0.0810
0.250 0.4627 0.02430 0.01201 -0.0950 0.8427 0.0830
0.500 0.4948 0.02397 0.01156 -0.0954 0.8318 0.0858
0.750 0.5287 0.02352 0.01111 -0.0962 0.8217 0.0947
1.000 0.5588 0.02323 0.01086 -0.0963 0.8092 0.1095
1.250 0.5847 0.02097 0.01081 -0.0958 0.7968 1.0000
1.500 0.6139 0.02109 0.01063 -0.0954 0.7836 1.0000
1.750 0.6427 0.02121 0.01052 -0.0951 0.7702 1.0000
2.000 0.6711 0.02133 0.01046 -0.0947 0.7564 1.0000
2.250 0.6991 0.02144 0.01044 -0.0943 0.7417 1.0000
2.500 0.7265 0.02152 0.01039 -0.0936 0.7252 1.0000
2.750 0.7539 0.02155 0.01029 -0.0927 0.7073 1.0000
3.000 0.7815 0.02156 0.01020 -0.0919 0.6894 1.0000
3.250 0.8062 0.02176 0.01032 -0.0909 0.6692 1.0000
3.500 0.8321 0.02195 0.01044 -0.0901 0.6508 1.0000
3.750 0.8581 0.02218 0.01065 -0.0893 0.6334 1.0000
4.000 0.8840 0.02245 0.01088 -0.0886 0.6163 1.0000
4.250 0.9088 0.02278 0.01121 -0.0878 0.5983 1.0000
4.500 0.9327 0.02317 0.01168 -0.0869 0.5795 1.0000
4.750 0.9566 0.02354 0.01209 -0.0861 0.5607 1.0000
5.000 0.9808 0.02388 0.01246 -0.0852 0.5421 1.0000
5.250 1.0037 0.02429 0.01293 -0.0842 0.5222 1.0000
5.500 1.0264 0.02464 0.01335 -0.0830 0.5006 1.0000
5.750 1.0484 0.02501 0.01371 -0.0818 0.4778 1.0000
6.000 1.0703 0.02543 0.01408 -0.0804 0.4548 1.0000
6.250 1.0915 0.02601 0.01467 -0.0792 0.4318 1.0000
6.500 1.1130 0.02666 0.01536 -0.0780 0.4109 1.0000
6.750 1.1341 0.02739 0.01616 -0.0769 0.3910 1.0000
7.000 1.1545 0.02818 0.01710 -0.0758 0.3715 1.0000
7.250 1.1719 0.02890 0.01786 -0.0742 0.3481 1.0000
7.500 1.1854 0.02963 0.01862 -0.0722 0.3199 1.0000
7.750 1.1999 0.03044 0.01957 -0.0704 0.2950 1.0000
8.000 1.2139 0.03133 0.02049 -0.0685 0.2734 1.0000
8.250 1.2235 0.03240 0.02145 -0.0663 0.2469 1.0000
8.500 1.2363 0.03348 0.02264 -0.0645 0.2275 1.0000
8.750 1.2476 0.03464 0.02391 -0.0626 0.2085 1.0000
9.000 1.2553 0.03598 0.02529 -0.0605 0.1815 1.0000
9.250 1.2643 0.03725 0.02676 -0.0583 0.1621 1.0000
9.500 1.2680 0.03892 0.02839 -0.0559 0.1329 1.0000
9.750 1.2699 0.04097 0.03038 -0.0537 0.1032 1.0000
10.000 1.2605 0.04427 0.03322 -0.0513 0.0516 1.0000
10.250 1.2540 0.04757 0.03640 -0.0495 0.0433 1.0000
10.500 1.2492 0.05084 0.03976 -0.0482 0.0398 1.0000
10.750 1.2432 0.05441 0.04348 -0.0472 0.0378 1.0000
11.000 1.2378 0.05810 0.04735 -0.0468 0.0366 1.0000
11.250 1.2321 0.06199 0.05148 -0.0467 0.0357 1.0000
11.500 1.2253 0.06622 0.05594 -0.0470 0.0350 1.0000
11.750 1.2175 0.07073 0.06068 -0.0477 0.0344 1.0000
12.000 1.2092 0.07548 0.06564 -0.0486 0.0338 1.0000
12.250 1.2005 0.08041 0.07077 -0.0497 0.0333 1.0000
12.500 1.1918 0.08544 0.07599 -0.0510 0.0328 1.0000
12.750 1.1834 0.09051 0.08123 -0.0523 0.0322 1.0000
13.000 1.1755 0.09556 0.08644 -0.0537 0.0317 1.0000
13.250 1.1684 0.10052 0.09158 -0.0551 0.0311 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 281 (DAIMLER XII) AIRFOIL (goe281-il)