GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.94 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe300-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe300-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2712 0.11781 0.11087 -0.0264 1.0000 0.1057
-9.000 -0.2709 0.11644 0.10959 -0.0278 1.0000 0.1082
-8.750 -0.2775 0.11649 0.10977 -0.0294 1.0000 0.1094
-8.500 -0.2899 0.11706 0.11051 -0.0301 1.0000 0.1099
-8.250 -0.2704 0.10981 0.10326 -0.0289 1.0000 0.1118
-8.000 -0.2613 0.10582 0.09932 -0.0277 1.0000 0.1146
-7.750 -0.2628 0.10376 0.09737 -0.0266 1.0000 0.1171
-7.500 -0.2702 0.10242 0.09617 -0.0249 1.0000 0.1192
-7.250 -0.2804 0.10150 0.09538 -0.0235 1.0000 0.1212
-7.000 -0.2927 0.10117 0.09519 -0.0229 1.0000 0.1228
-6.750 -0.3061 0.10155 0.09569 -0.0236 1.0000 0.1239
-6.500 -0.3169 0.10248 0.09667 -0.0261 1.0000 0.1245
-6.250 -0.3125 0.09581 0.09014 -0.0191 1.0000 0.1270
-6.000 -0.3156 0.09354 0.08795 -0.0167 1.0000 0.1300
-5.750 -0.3205 0.09199 0.08647 -0.0158 1.0000 0.1333
-5.500 -0.3239 0.09124 0.08576 -0.0175 1.0000 0.1371
-5.250 -0.3218 0.09079 0.08530 -0.0221 1.0000 0.1393
-5.000 -0.3244 0.08676 0.08137 -0.0177 1.0000 0.1415
-4.750 -0.3233 0.08437 0.07903 -0.0164 1.0000 0.1452
-4.500 -0.3151 0.08290 0.07752 -0.0193 1.0000 0.1514
-4.250 -0.3050 0.08061 0.07520 -0.0221 1.0000 0.1549
-4.000 -0.3016 0.07768 0.07232 -0.0204 1.0000 0.1594
-3.750 -0.2816 0.07618 0.07068 -0.0258 1.0000 0.1692
-3.500 -0.2437 0.07246 0.06686 -0.0323 0.9920 0.1843
-3.250 -0.2045 0.06847 0.06277 -0.0383 0.9830 0.2007
-3.000 -0.1573 0.06631 0.06035 -0.0468 0.9719 0.2291
-2.750 -0.1350 0.06189 0.05604 -0.0477 0.9629 0.2500
-2.500 -0.0986 0.05871 0.05278 -0.0523 0.9532 0.2955
-2.000 -0.0557 0.05277 0.04696 -0.0525 0.9321 0.4375
-1.750 -0.0326 0.04915 0.04348 -0.0503 0.9227 0.5075
-1.500 -0.0066 0.04661 0.04096 -0.0502 0.9104 0.5572
-1.250 0.0239 0.04429 0.03864 -0.0509 0.8981 0.5980
-1.000 0.0763 0.04208 0.03628 -0.0573 0.8859 0.6241
-0.750 0.1791 0.04061 0.03412 -0.0770 0.8723 0.5652
-0.500 0.2956 0.04210 0.03401 -0.0971 0.8578 0.3708
-0.250 0.3388 0.04197 0.03338 -0.0999 0.8442 0.3204
0.000 0.3779 0.04176 0.03276 -0.1017 0.8313 0.2842
0.250 0.4188 0.04136 0.03202 -0.1036 0.8193 0.2697
0.500 0.4762 0.04040 0.03065 -0.1074 0.8098 0.2550
0.750 0.5041 0.04042 0.03044 -0.1074 0.7962 0.2479
1.000 0.5332 0.04034 0.03020 -0.1075 0.7830 0.2495
1.250 0.5683 0.04017 0.02980 -0.1080 0.7710 0.2504
1.500 0.6159 0.03935 0.02874 -0.1095 0.7619 0.2505
1.750 0.6389 0.03975 0.02906 -0.1088 0.7482 0.2546
2.000 0.6627 0.04014 0.02938 -0.1080 0.7351 0.2625
2.250 0.6920 0.04013 0.02937 -0.1077 0.7238 0.2707
2.500 0.7274 0.03972 0.02895 -0.1077 0.7143 0.2810
2.750 0.7421 0.04088 0.03017 -0.1066 0.7013 0.2941
3.000 0.7628 0.04163 0.03104 -0.1061 0.6901 0.3188
3.250 0.7968 0.03997 0.03079 -0.1057 0.6821 1.0000
3.500 0.8051 0.04218 0.03283 -0.1042 0.6694 1.0000
3.750 0.8284 0.04342 0.03381 -0.1035 0.6608 1.0000
4.000 0.8430 0.04528 0.03550 -0.1026 0.6511 1.0000
4.250 0.8436 0.04830 0.03844 -0.1015 0.6405 1.0000
4.500 0.8771 0.04864 0.03861 -0.1012 0.6335 1.0000
4.750 0.8565 0.05337 0.04336 -0.0995 0.6231 1.0000
5.000 0.9214 0.05090 0.04076 -0.0996 0.6156 1.0000
5.250 0.9024 0.05530 0.04518 -0.0978 0.6025 1.0000
5.500 0.9071 0.05753 0.04738 -0.0962 0.5896 1.0000
5.750 0.9303 0.05805 0.04788 -0.0947 0.5764 1.0000
6.000 1.0116 0.05299 0.04282 -0.0937 0.5675 1.0000
6.250 0.9817 0.05889 0.04876 -0.0922 0.5541 1.0000
6.500 0.9699 0.06308 0.05299 -0.0910 0.5422 1.0000
6.750 1.0042 0.06267 0.05262 -0.0897 0.5316 1.0000
7.000 1.0386 0.06196 0.05198 -0.0881 0.5203 1.0000
7.250 1.0247 0.06645 0.05651 -0.0870 0.5060 1.0000
7.500 1.0227 0.06968 0.05982 -0.0857 0.4920 1.0000
7.750 1.0314 0.07172 0.06192 -0.0843 0.4776 1.0000
8.000 1.0441 0.07327 0.06354 -0.0827 0.4628 1.0000
8.250 1.0561 0.07496 0.06530 -0.0812 0.4482 1.0000
8.500 1.1473 0.06656 0.05709 -0.0769 0.4400 1.0000
8.750 1.1305 0.07184 0.06242 -0.0762 0.4246 1.0000
9.000 1.1000 0.07943 0.07001 -0.0767 0.4096 1.0000
9.250 1.0546 0.08924 0.07980 -0.0784 0.3969 1.0000
9.500 1.0475 0.09428 0.08488 -0.0786 0.3883 1.0000
9.750 1.0385 0.09959 0.09023 -0.0792 0.3804 1.0000
10.000 1.0309 0.10481 0.09548 -0.0797 0.3734 1.0000
10.250 1.0064 0.11231 0.10300 -0.0817 0.3691 1.0000
10.500 0.9940 0.11863 0.10936 -0.0834 0.3677 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) AIRFOIL (goe300-il)