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

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
<< Back to GOE 282 (DAIMLER XIII) AIRFOIL (goe282-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 282 (DAIMLER XIII) AIRFOIL (goe282-il)