GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 54.89 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe300-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe300-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.2680 0.09790 0.09348 -0.0244 1.0000 0.0666
-7.250 -0.2850 0.09747 0.09317 -0.0209 1.0000 0.0671
-7.000 -0.2999 0.09689 0.09270 -0.0185 1.0000 0.0678
-6.750 -0.3144 0.09641 0.09233 -0.0168 1.0000 0.0685
-6.500 -0.3277 0.09616 0.09217 -0.0163 1.0000 0.0691
-6.250 -0.2848 0.09314 0.08900 -0.0354 0.9898 0.0705
-6.000 -0.2710 0.08653 0.08248 -0.0312 0.9861 0.0720
-5.750 -0.2413 0.08207 0.07799 -0.0354 0.9788 0.0747
-5.500 -0.2004 0.07767 0.07351 -0.0447 0.9708 0.0788
-5.250 -0.1373 0.07458 0.07007 -0.0639 0.9578 0.0828
-5.000 -0.1210 0.06895 0.06457 -0.0627 0.9510 0.0846
-4.750 -0.0878 0.06505 0.06063 -0.0667 0.9431 0.0893
-4.500 -0.0253 0.06258 0.05771 -0.0808 0.9317 0.0965
-4.250 0.0017 0.05709 0.05234 -0.0825 0.9264 0.0990
-4.000 0.0389 0.05416 0.04929 -0.0870 0.9170 0.1071
-3.750 0.0833 0.05039 0.04531 -0.0932 0.9096 0.1131
-3.500 0.1146 0.04778 0.04260 -0.0956 0.8987 0.1203
-3.250 0.1566 0.04449 0.03912 -0.1001 0.8917 0.1296
-3.000 0.1904 0.04248 0.03683 -0.1025 0.8787 0.1409
-2.750 0.2243 0.04072 0.03480 -0.1042 0.8666 0.1544
-2.500 0.2563 0.03794 0.03190 -0.1054 0.8577 0.1697
-2.250 0.2813 0.03598 0.02981 -0.1052 0.8440 0.1849
-2.000 0.3045 0.03396 0.02771 -0.1048 0.8314 0.2018
-1.750 0.3297 0.03227 0.02591 -0.1048 0.8211 0.2323
-1.500 0.3535 0.03036 0.02395 -0.1043 0.8112 0.2666
-1.250 0.3737 0.02867 0.02224 -0.1033 0.7993 0.3139
-1.000 0.3958 0.02685 0.02040 -0.1023 0.7895 0.3655
-0.750 0.4222 0.02538 0.01880 -0.1018 0.7793 0.4019
-0.500 0.4500 0.02417 0.01745 -0.1017 0.7679 0.4169
-0.250 0.4858 0.02362 0.01652 -0.1025 0.7583 0.4038
0.000 0.5425 0.02439 0.01612 -0.1040 0.7479 0.1958
0.250 0.5718 0.02368 0.01513 -0.1034 0.7369 0.1803
0.500 0.6016 0.02281 0.01400 -0.1029 0.7280 0.1732
0.750 0.6296 0.02250 0.01342 -0.1021 0.7161 0.1668
1.000 0.6566 0.02201 0.01281 -0.1015 0.7048 0.1663
1.250 0.6848 0.02152 0.01215 -0.1008 0.6951 0.1695
1.500 0.7112 0.02112 0.01173 -0.1002 0.6833 0.1713
1.750 0.7376 0.02087 0.01144 -0.0996 0.6717 0.1733
2.000 0.7651 0.02060 0.01110 -0.0989 0.6615 0.1772
2.250 0.7910 0.02040 0.01087 -0.0981 0.6501 0.1849
2.500 0.8164 0.02028 0.01078 -0.0973 0.6377 0.1931
2.750 0.8425 0.02017 0.01062 -0.0965 0.6259 0.2015
3.000 0.8698 0.02002 0.01038 -0.0958 0.6149 0.2165
3.250 0.8952 0.01999 0.01038 -0.0952 0.6017 0.2441
3.500 0.9229 0.01866 0.01046 -0.0948 0.5889 1.0000
3.750 0.9490 0.01898 0.01051 -0.0940 0.5773 1.0000
4.000 0.9762 0.01923 0.01052 -0.0934 0.5674 1.0000
4.250 1.0002 0.01963 0.01088 -0.0927 0.5550 1.0000
4.500 1.0251 0.01999 0.01117 -0.0920 0.5437 1.0000
4.750 1.0525 0.02024 0.01126 -0.0916 0.5348 1.0000
5.000 1.0756 0.02074 0.01183 -0.0909 0.5239 1.0000
5.250 1.1012 0.02113 0.01217 -0.0904 0.5151 1.0000
5.500 1.1263 0.02143 0.01243 -0.0898 0.5049 1.0000
5.750 1.1499 0.02185 0.01291 -0.0890 0.4946 1.0000
6.000 1.1772 0.02207 0.01301 -0.0886 0.4864 1.0000
6.250 1.1990 0.02257 0.01365 -0.0878 0.4760 1.0000
6.500 1.2244 0.02292 0.01401 -0.0873 0.4676 1.0000
6.750 1.2480 0.02329 0.01444 -0.0865 0.4579 1.0000
7.000 1.2711 0.02370 0.01492 -0.0857 0.4478 1.0000
7.250 1.2972 0.02387 0.01501 -0.0852 0.4382 1.0000
7.500 1.3185 0.02423 0.01551 -0.0841 0.4263 1.0000
7.750 1.3403 0.02460 0.01597 -0.0831 0.4143 1.0000
8.000 1.3625 0.02491 0.01630 -0.0821 0.4014 1.0000
8.250 1.3842 0.02522 0.01664 -0.0810 0.3872 1.0000
8.500 1.4047 0.02564 0.01706 -0.0797 0.3715 1.0000
8.750 1.4241 0.02619 0.01760 -0.0783 0.3546 1.0000
9.000 1.4429 0.02688 0.01827 -0.0769 0.3374 1.0000
9.250 1.4612 0.02770 0.01909 -0.0755 0.3212 1.0000
9.500 1.4793 0.02861 0.02000 -0.0742 0.3066 1.0000
9.750 1.4978 0.02951 0.02091 -0.0730 0.2940 1.0000
10.000 1.5193 0.03034 0.02164 -0.0721 0.2831 1.0000
10.250 1.5324 0.03136 0.02292 -0.0702 0.2724 1.0000
10.500 1.5491 0.03231 0.02395 -0.0688 0.2632 1.0000
10.750 1.5667 0.03298 0.02460 -0.0675 0.2537 1.0000
11.000 1.5755 0.03393 0.02578 -0.0651 0.2440 1.0000
11.250 1.5859 0.03464 0.02655 -0.0630 0.2344 1.0000
11.500 1.5952 0.03526 0.02713 -0.0607 0.2245 1.0000
11.750 1.5951 0.03634 0.02843 -0.0573 0.2156 1.0000
12.000 1.5996 0.03734 0.02943 -0.0547 0.2072 1.0000
12.250 1.6011 0.03856 0.03073 -0.0520 0.1989 1.0000
12.500 1.6032 0.04007 0.03234 -0.0497 0.1912 1.0000
12.750 1.6095 0.04143 0.03366 -0.0478 0.1829 1.0000
13.000 1.6052 0.04347 0.03592 -0.0455 0.1756 1.0000
13.250 1.6100 0.04515 0.03751 -0.0439 0.1665 1.0000
13.500 1.6001 0.04770 0.04034 -0.0418 0.1593 1.0000
13.750 1.5969 0.05004 0.04270 -0.0403 0.1504 1.0000
14.000 1.5845 0.05310 0.04595 -0.0390 0.1423 1.0000
14.250 1.5711 0.05659 0.04960 -0.0381 0.1338 1.0000
14.500 1.5591 0.06002 0.05299 -0.0377 0.1244 1.0000
14.750 1.5374 0.06507 0.05837 -0.0381 0.1162 1.0000
15.000 1.5201 0.06987 0.06324 -0.0388 0.1076 1.0000
15.250 1.5051 0.07460 0.06792 -0.0397 0.0996 1.0000
15.500 1.4880 0.08020 0.07370 -0.0410 0.0921 1.0000
15.750 1.4766 0.08488 0.07833 -0.0419 0.0858 1.0000
16.000 1.4644 0.09003 0.08362 -0.0432 0.0803 1.0000
16.250 1.4582 0.09406 0.08756 -0.0438 0.0754 1.0000
16.500 1.4478 0.09918 0.09289 -0.0451 0.0716 1.0000
16.750 1.4446 0.10292 0.09661 -0.0457 0.0679 1.0000
17.000 1.4422 0.10653 0.10026 -0.0460 0.0648 1.0000
17.250 1.4309 0.11214 0.10612 -0.0480 0.0628 1.0000
17.500 1.4222 0.11731 0.11145 -0.0499 0.0607 1.0000
17.750 1.4245 0.12016 0.11425 -0.0504 0.0580 1.0000
18.000 1.4234 0.12375 0.11787 -0.0510 0.0559 1.0000
18.250 1.4071 0.13083 0.12523 -0.0546 0.0553 1.0000
18.500 1.3882 0.13876 0.13342 -0.0590 0.0550 1.0000
18.750 1.3647 0.14807 0.14298 -0.0647 0.0550 1.0000
19.000 1.3344 0.15957 0.15471 -0.0721 0.0555 1.0000
19.250 1.2974 0.17374 0.16904 -0.0815 0.0564 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il)