GOE 282 (DAIMLER XIII) AIRFOIL (goe282-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 282 (DAIMLER XIII) AIRFOIL (goe282-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.79 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe282-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe282-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 282 (DAIMLER XIII) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3120 0.11494 0.10812 -0.0263 1.0000 0.1571
-8.500 -0.3179 0.11362 0.10690 -0.0263 1.0000 0.1616
-8.250 -0.3367 0.11417 0.10762 -0.0261 1.0000 0.1634
-8.000 -0.3180 0.10806 0.10151 -0.0247 1.0000 0.1683
-7.750 -0.3188 0.10579 0.09932 -0.0235 1.0000 0.1741
-7.500 -0.3364 0.10554 0.09923 -0.0220 1.0000 0.1774
-7.250 -0.3572 0.10605 0.09991 -0.0233 1.0000 0.1788
-7.000 -0.3361 0.09955 0.09340 -0.0190 1.0000 0.1849
-6.750 -0.3413 0.09767 0.09163 -0.0183 1.0000 0.1902
-6.500 -0.3584 0.09801 0.09210 -0.0224 1.0000 0.1938
-6.250 -0.3477 0.09275 0.08687 -0.0176 1.0000 0.1977
-6.000 -0.3468 0.09023 0.08441 -0.0167 1.0000 0.2041
-5.750 -0.3515 0.08865 0.08291 -0.0208 1.0000 0.2096
-5.500 -0.3454 0.08486 0.07918 -0.0164 1.0000 0.2157
-5.250 -0.3436 0.08272 0.07707 -0.0203 1.0000 0.2249
-5.000 -0.3388 0.07973 0.07413 -0.0176 1.0000 0.2352
-4.750 -0.3337 0.07669 0.07114 -0.0174 1.0000 0.2440
-4.500 -0.3256 0.07393 0.06839 -0.0194 1.0000 0.2561
-4.250 -0.3155 0.07118 0.06563 -0.0210 1.0000 0.2699
-3.750 -0.2965 0.06551 0.05999 -0.0204 1.0000 0.3014
-3.500 -0.2863 0.06301 0.05750 -0.0204 1.0000 0.3297
-3.000 -0.2735 0.05820 0.05283 -0.0152 1.0000 0.3939
-2.750 -0.2673 0.05647 0.05113 -0.0127 1.0000 0.4492
-2.500 -0.2659 0.05397 0.04876 -0.0073 1.0000 0.4838
-2.250 -0.2598 0.05189 0.04675 -0.0040 1.0000 0.5278
-2.000 -0.0474 0.04244 0.03453 -0.0608 1.0000 0.1909
-1.750 -0.0182 0.04060 0.03237 -0.0630 1.0000 0.1878
-1.500 0.0104 0.03935 0.03071 -0.0650 1.0000 0.1906
-1.250 0.0385 0.03823 0.02918 -0.0667 1.0000 0.1915
-1.000 0.0885 0.03692 0.02744 -0.0719 0.9936 0.1990
-0.750 0.1481 0.03601 0.02607 -0.0785 0.9827 0.2247
-0.500 0.2041 0.03492 0.02472 -0.0843 0.9713 0.2675
-0.250 0.2541 0.03388 0.02362 -0.0889 0.9591 0.3351
0.000 0.3009 0.03335 0.02329 -0.0931 0.9460 0.4097
0.250 0.3471 0.03308 0.02321 -0.0969 0.9323 0.4620
0.500 0.3851 0.03183 0.02331 -0.0987 0.9197 0.6906
0.750 0.4261 0.03213 0.02322 -0.1011 0.9021 1.0000
1.000 0.4706 0.03262 0.02325 -0.1041 0.8862 1.0000
1.250 0.5176 0.03281 0.02313 -0.1072 0.8698 1.0000
1.500 0.5524 0.03305 0.02316 -0.1082 0.8506 1.0000
1.750 0.5921 0.03303 0.02298 -0.1096 0.8323 1.0000
2.000 0.6358 0.03276 0.02260 -0.1114 0.8155 1.0000
2.250 0.6794 0.03241 0.02216 -0.1130 0.7999 1.0000
2.500 0.7199 0.03203 0.02172 -0.1139 0.7846 1.0000
2.750 0.7595 0.03159 0.02124 -0.1146 0.7693 1.0000
3.000 0.7985 0.03110 0.02074 -0.1149 0.7538 1.0000
3.250 0.8369 0.03060 0.02021 -0.1151 0.7380 1.0000
3.500 0.8694 0.03043 0.02003 -0.1146 0.7201 1.0000
3.750 0.8977 0.03053 0.02016 -0.1136 0.7004 1.0000
4.000 0.9307 0.03036 0.01998 -0.1130 0.6815 1.0000
4.250 0.9657 0.03008 0.01967 -0.1125 0.6629 1.0000
4.500 0.9893 0.03060 0.02024 -0.1111 0.6411 1.0000
4.750 1.0176 0.03090 0.02052 -0.1101 0.6212 1.0000
5.000 1.0480 0.03114 0.02073 -0.1095 0.6030 1.0000
5.250 1.0703 0.03200 0.02166 -0.1082 0.5837 1.0000
5.500 1.0932 0.03290 0.02260 -0.1071 0.5660 1.0000
5.750 1.1165 0.03389 0.02365 -0.1061 0.5502 1.0000
6.000 1.1389 0.03507 0.02491 -0.1052 0.5362 1.0000
6.250 1.1618 0.03622 0.02618 -0.1044 0.5233 1.0000
6.500 1.1886 0.03710 0.02710 -0.1038 0.5114 1.0000
6.750 1.2067 0.03855 0.02871 -0.1025 0.4986 1.0000
7.000 1.2244 0.03982 0.03013 -0.1010 0.4849 1.0000
7.250 1.2480 0.04025 0.03065 -0.0996 0.4691 1.0000
7.500 1.2768 0.03990 0.03026 -0.0983 0.4513 1.0000
7.750 1.2932 0.04052 0.03102 -0.0962 0.4340 1.0000
8.000 1.3138 0.04107 0.03169 -0.0946 0.4189 1.0000
8.250 1.3339 0.04165 0.03243 -0.0930 0.4039 1.0000
8.500 1.3531 0.04158 0.03244 -0.0908 0.3844 1.0000
8.750 1.3814 0.04032 0.03098 -0.0892 0.3620 1.0000
9.000 1.3944 0.04092 0.03174 -0.0867 0.3438 1.0000
9.250 1.4099 0.04135 0.03224 -0.0845 0.3256 1.0000
9.500 1.4293 0.04108 0.03185 -0.0825 0.3053 1.0000
9.750 1.4405 0.04188 0.03272 -0.0799 0.2882 1.0000
10.000 1.4515 0.04297 0.03393 -0.0775 0.2728 1.0000
10.250 1.4617 0.04405 0.03510 -0.0751 0.2581 1.0000
10.500 1.4718 0.04508 0.03620 -0.0726 0.2446 1.0000
10.750 1.4790 0.04625 0.03750 -0.0699 0.2322 1.0000
11.000 1.4768 0.04784 0.03938 -0.0664 0.2208 1.0000
11.250 1.4749 0.04930 0.04101 -0.0629 0.2105 1.0000
11.500 1.4813 0.05043 0.04219 -0.0602 0.2013 1.0000
11.750 1.4720 0.05283 0.04492 -0.0565 0.1932 1.0000
12.000 1.4683 0.05467 0.04691 -0.0536 0.1846 1.0000
12.250 1.4607 0.05650 0.04885 -0.0507 0.1751 1.0000
12.500 1.4428 0.05989 0.05252 -0.0483 0.1670 1.0000
12.750 1.4299 0.06267 0.05537 -0.0467 0.1577 1.0000
13.000 1.4162 0.06595 0.05872 -0.0457 0.1483 1.0000
13.250 1.3973 0.07086 0.06385 -0.0457 0.1405 1.0000
13.500 1.3835 0.07510 0.06809 -0.0458 0.1311 1.0000
13.750 1.3709 0.07934 0.07222 -0.0461 0.1209 1.0000
14.000 1.3526 0.08532 0.07837 -0.0473 0.1131 1.0000
14.250 1.3384 0.09065 0.08369 -0.0482 0.1047 1.0000
14.500 1.3323 0.09464 0.08746 -0.0481 0.0952 1.0000
14.750 1.3136 0.10175 0.09488 -0.0503 0.0920 1.0000
15.000 1.2985 0.10835 0.10166 -0.0525 0.0885 1.0000
15.250 1.2080 0.13524 0.12933 -0.0687 0.1118 1.0000
15.500 1.1835 0.14633 0.14038 -0.0743 0.1100 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 282 (DAIMLER XIII) AIRFOIL (goe282-il)