GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 61.01 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe300-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe300-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2458 0.12289 0.11809 -0.0367 1.0000 0.0400
-9.500 -0.2470 0.12104 0.11632 -0.0368 1.0000 0.0400
-9.250 -0.2509 0.11945 0.11481 -0.0362 1.0000 0.0401
-9.000 -0.2421 0.11432 0.10974 -0.0346 1.0000 0.0404
-8.750 -0.2366 0.11046 0.10593 -0.0327 1.0000 0.0408
-8.500 -0.2385 0.10830 0.10384 -0.0305 1.0000 0.0414
-8.250 -0.2235 0.10480 0.10035 -0.0328 0.9951 0.0427
-8.000 -0.2051 0.10121 0.09675 -0.0368 0.9878 0.0445
-7.750 -0.1868 0.09767 0.09322 -0.0414 0.9797 0.0462
-7.500 -0.1684 0.09423 0.08977 -0.0466 0.9703 0.0478
-7.250 -0.1487 0.09094 0.08648 -0.0533 0.9587 0.0489
-7.000 -0.1270 0.08753 0.08304 -0.0605 0.9476 0.0494
-6.750 -0.1044 0.08388 0.07936 -0.0670 0.9370 0.0495
-6.500 -0.0790 0.08014 0.07556 -0.0740 0.9270 0.0497
-6.250 -0.0549 0.07650 0.07184 -0.0800 0.9155 0.0499
-5.750 -0.0146 0.06614 0.06134 -0.0870 0.8960 0.0399
-5.500 -0.0018 0.06360 0.05884 -0.0855 0.8853 0.0415
-5.250 0.0201 0.06068 0.05586 -0.0879 0.8745 0.0426
-5.000 0.0461 0.05768 0.05274 -0.0913 0.8651 0.0447
-4.750 0.0714 0.05422 0.04916 -0.0948 0.8529 0.0444
-4.500 0.0992 0.05074 0.04552 -0.0984 0.8422 0.0444
-4.250 0.1307 0.04752 0.04209 -0.1020 0.8331 0.0473
-4.000 0.1621 0.04397 0.03828 -0.1055 0.8215 0.0485
-3.750 0.1924 0.04095 0.03503 -0.1080 0.8116 0.0514
-3.500 0.2174 0.03938 0.03335 -0.1085 0.8013 0.0548
-3.250 0.2481 0.03670 0.03038 -0.1103 0.7907 0.0572
-3.000 0.2836 0.03347 0.02666 -0.1125 0.7817 0.0619
-2.750 0.3074 0.03240 0.02551 -0.1124 0.7698 0.0648
-2.500 0.3366 0.03070 0.02350 -0.1130 0.7577 0.0696
-2.250 0.3688 0.02842 0.02068 -0.1137 0.7462 0.0738
-2.000 0.3938 0.02756 0.01973 -0.1135 0.7335 0.0771
-1.750 0.4219 0.02620 0.01806 -0.1135 0.7204 0.0790
-1.500 0.4507 0.02511 0.01660 -0.1135 0.7081 0.0838
-1.250 0.4801 0.02391 0.01497 -0.1134 0.6981 0.0853
-1.000 0.5085 0.02292 0.01364 -0.1133 0.6884 0.0867
-0.750 0.5346 0.02233 0.01304 -0.1132 0.6783 0.0897
-0.500 0.5623 0.02180 0.01231 -0.1131 0.6697 0.0927
-0.250 0.5898 0.02117 0.01149 -0.1129 0.6597 0.0937
0.000 0.6177 0.02061 0.01068 -0.1126 0.6514 0.0950
0.250 0.6449 0.02016 0.01006 -0.1123 0.6416 0.0965
0.500 0.6723 0.01977 0.00949 -0.1120 0.6329 0.0981
0.750 0.6993 0.01950 0.00908 -0.1116 0.6235 0.1015
1.000 0.7258 0.01926 0.00882 -0.1113 0.6147 0.1051
1.250 0.7525 0.01903 0.00853 -0.1110 0.6061 0.1074
1.500 0.7792 0.01884 0.00829 -0.1106 0.5975 0.1095
1.750 0.8055 0.01868 0.00805 -0.1101 0.5891 0.1122
2.000 0.8312 0.01858 0.00790 -0.1095 0.5802 0.1151
2.250 0.8575 0.01845 0.00774 -0.1091 0.5717 0.1187
2.500 0.8833 0.01844 0.00773 -0.1087 0.5622 0.1236
2.750 0.9097 0.01848 0.00768 -0.1082 0.5539 0.1324
3.000 0.9351 0.01854 0.00777 -0.1078 0.5433 0.1424
3.250 0.9611 0.01859 0.00779 -0.1074 0.5341 0.1519
3.500 0.9867 0.01868 0.00787 -0.1070 0.5239 0.1651
3.750 1.0122 0.01876 0.00803 -0.1067 0.5138 0.1955
4.000 1.0366 0.01761 0.00815 -0.1060 0.5045 1.0000
4.250 1.0610 0.01790 0.00836 -0.1053 0.4930 1.0000
4.500 1.0856 0.01818 0.00855 -0.1047 0.4825 1.0000
4.750 1.1099 0.01847 0.00876 -0.1041 0.4723 1.0000
5.000 1.1340 0.01879 0.00908 -0.1035 0.4619 1.0000
5.250 1.1584 0.01911 0.00936 -0.1029 0.4536 1.0000
5.500 1.1823 0.01945 0.00973 -0.1023 0.4442 1.0000
5.750 1.2060 0.01980 0.01005 -0.1016 0.4355 1.0000
6.000 1.2293 0.02015 0.01042 -0.1009 0.4259 1.0000
6.250 1.2523 0.02053 0.01082 -0.1002 0.4165 1.0000
6.500 1.2750 0.02090 0.01116 -0.0994 0.4079 1.0000
6.750 1.2971 0.02131 0.01165 -0.0986 0.3976 1.0000
7.000 1.3190 0.02173 0.01207 -0.0978 0.3889 1.0000
7.250 1.3409 0.02218 0.01258 -0.0969 0.3806 1.0000
7.500 1.3624 0.02265 0.01309 -0.0960 0.3728 1.0000
7.750 1.3830 0.02314 0.01366 -0.0951 0.3639 1.0000
8.000 1.4031 0.02367 0.01423 -0.0940 0.3550 1.0000
8.250 1.4223 0.02422 0.01483 -0.0928 0.3457 1.0000
8.500 1.4409 0.02480 0.01553 -0.0916 0.3361 1.0000
9.000 1.4749 0.02608 0.01696 -0.0887 0.3158 1.0000
9.250 1.4901 0.02678 0.01775 -0.0870 0.3052 1.0000
9.500 1.5034 0.02753 0.01855 -0.0852 0.2943 1.0000
9.750 1.5148 0.02831 0.01949 -0.0830 0.2821 1.0000
10.000 1.5242 0.02917 0.02046 -0.0806 0.2703 1.0000
10.250 1.5324 0.03014 0.02151 -0.0783 0.2587 1.0000
10.500 1.5394 0.03122 0.02267 -0.0759 0.2476 1.0000
10.750 1.5466 0.03240 0.02397 -0.0738 0.2364 1.0000
11.000 1.5530 0.03370 0.02535 -0.0718 0.2268 1.0000
11.250 1.5572 0.03517 0.02684 -0.0697 0.2185 1.0000
11.500 1.5614 0.03676 0.02852 -0.0678 0.2094 1.0000
11.750 1.5629 0.03859 0.03038 -0.0660 0.2009 1.0000
12.000 1.5619 0.04071 0.03250 -0.0642 0.1922 1.0000
12.250 1.5608 0.04300 0.03487 -0.0627 0.1834 1.0000
12.500 1.5565 0.04561 0.03744 -0.0613 0.1758 1.0000
12.750 1.5559 0.04812 0.04010 -0.0603 0.1682 1.0000
13.000 1.5526 0.05088 0.04288 -0.0592 0.1621 1.0000
13.250 1.5517 0.05356 0.04572 -0.0585 0.1562 1.0000
13.500 1.5482 0.05662 0.04894 -0.0580 0.1498 1.0000
13.750 1.5424 0.05991 0.05225 -0.0575 0.1439 1.0000
14.000 1.5382 0.06340 0.05603 -0.0576 0.1369 1.0000
14.250 1.5310 0.06725 0.06001 -0.0578 0.1308 1.0000
14.500 1.5248 0.07121 0.06416 -0.0582 0.1241 1.0000
14.750 1.5155 0.07574 0.06887 -0.0590 0.1166 1.0000
15.000 1.5053 0.08058 0.07390 -0.0600 0.1081 1.0000
15.250 1.4912 0.08608 0.07950 -0.0614 0.0991 1.0000
15.500 1.4766 0.09182 0.08532 -0.0629 0.0892 1.0000
15.750 1.4610 0.09786 0.09142 -0.0647 0.0790 1.0000
16.000 1.4442 0.10421 0.09780 -0.0667 0.0686 1.0000
16.250 1.4273 0.11069 0.10429 -0.0688 0.0583 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il)