GOE 301 (FRIEDRICHSHAFEN G 13) AIRFOIL (goe301-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 301 (FRIEDRICHSHAFEN G 13) AIRFOIL (goe301-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.02 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe301-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe301-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 301 (FRIEDRICHSHAFEN G 13) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2574 0.12765 0.12067 -0.0340 1.0000 0.1080
-9.500 -0.2690 0.12836 0.12152 -0.0344 1.0000 0.1090
-9.250 -0.2842 0.12933 0.12266 -0.0342 1.0000 0.1094
-9.000 -0.2510 0.11912 0.11239 -0.0324 1.0000 0.1131
-8.750 -0.2478 0.11644 0.10979 -0.0313 1.0000 0.1162
-8.500 -0.2501 0.11467 0.10811 -0.0303 1.0000 0.1193
-8.250 -0.2586 0.11382 0.10739 -0.0291 1.0000 0.1221
-8.000 -0.2756 0.11415 0.10788 -0.0272 1.0000 0.1237
-7.750 -0.2969 0.11489 0.10880 -0.0250 1.0000 0.1244
-7.500 -0.3154 0.11567 0.10975 -0.0250 1.0000 0.1249
-7.250 -0.2957 0.10826 0.10235 -0.0204 1.0000 0.1292
-7.000 -0.3014 0.10655 0.10074 -0.0180 1.0000 0.1325
-6.750 -0.3127 0.10562 0.09994 -0.0160 1.0000 0.1353
-6.500 -0.3265 0.10514 0.09958 -0.0149 1.0000 0.1379
-6.250 -0.3411 0.10540 0.09995 -0.0161 1.0000 0.1401
-6.000 -0.3500 0.10633 0.10095 -0.0219 1.0000 0.1413
-5.750 -0.3497 0.10087 0.09557 -0.0142 1.0000 0.1438
-5.500 -0.3508 0.09848 0.09324 -0.0118 1.0000 0.1474
-5.250 -0.3515 0.09672 0.09152 -0.0122 1.0000 0.1523
-5.000 -0.3426 0.09634 0.09109 -0.0220 1.0000 0.1579
-4.750 -0.3451 0.09236 0.08721 -0.0164 1.0000 0.1606
-4.500 -0.3418 0.08999 0.08487 -0.0152 1.0000 0.1663
-4.000 -0.2901 0.08438 0.07913 -0.0295 0.9921 0.1912
-3.750 -0.2535 0.08041 0.07509 -0.0354 0.9822 0.2081
-3.500 -0.2182 0.07666 0.07131 -0.0403 0.9724 0.2263
-3.250 -0.1763 0.07375 0.06827 -0.0486 0.9609 0.2558
-3.000 -0.1502 0.07083 0.06533 -0.0506 0.9503 0.2855
-2.750 -0.1260 0.06774 0.06228 -0.0519 0.9401 0.3237
-1.500 -0.0762 0.05590 0.05089 -0.0291 0.8902 0.6276
-1.250 -0.0667 0.05363 0.04870 -0.0239 0.8809 0.6807
-1.000 -0.0490 0.05144 0.04652 -0.0218 0.8709 0.7252
-0.750 -0.0255 0.04956 0.04463 -0.0226 0.8594 0.7490
-0.500 0.3472 0.04758 0.03941 -0.1176 0.8400 0.2647
-0.250 0.3952 0.04700 0.03809 -0.1211 0.8285 0.2208
0.000 0.4542 0.04536 0.03596 -0.1256 0.8205 0.2035
0.250 0.4801 0.04522 0.03562 -0.1259 0.8078 0.2013
0.500 0.5112 0.04502 0.03515 -0.1267 0.7962 0.1978
0.750 0.5664 0.04372 0.03349 -0.1299 0.7888 0.1953
1.000 0.5857 0.04429 0.03388 -0.1290 0.7760 0.2000
1.250 0.6112 0.04473 0.03406 -0.1287 0.7644 0.2056
1.500 0.6639 0.04341 0.03264 -0.1311 0.7574 0.2175
1.750 0.6772 0.04441 0.03365 -0.1296 0.7445 0.2290
2.000 0.7015 0.04488 0.03413 -0.1292 0.7337 0.2463
2.250 0.7512 0.04357 0.03321 -0.1316 0.7259 0.3190
2.500 0.7539 0.04395 0.03483 -0.1284 0.7135 1.0000
2.750 0.8136 0.04287 0.03297 -0.1301 0.7075 1.0000
3.000 0.8128 0.04530 0.03530 -0.1275 0.6936 1.0000
3.250 0.8175 0.04757 0.03747 -0.1256 0.6809 1.0000
3.500 0.8769 0.04611 0.03576 -0.1274 0.6747 1.0000
3.750 0.8682 0.04929 0.03892 -0.1246 0.6607 1.0000
4.000 0.8676 0.05212 0.04172 -0.1226 0.6481 1.0000
4.250 0.9264 0.05041 0.03988 -0.1239 0.6417 1.0000
4.500 0.9094 0.05458 0.04408 -0.1211 0.6279 1.0000
4.750 0.9045 0.05794 0.04744 -0.1193 0.6159 1.0000
5.000 0.9567 0.05660 0.04603 -0.1198 0.6090 1.0000
5.250 0.9328 0.06172 0.05118 -0.1175 0.5957 1.0000
5.500 0.9319 0.06493 0.05442 -0.1162 0.5849 1.0000
5.750 0.9684 0.06497 0.05445 -0.1159 0.5768 1.0000
6.000 0.9408 0.07068 0.06019 -0.1143 0.5656 1.0000
6.250 0.9750 0.07101 0.06052 -0.1139 0.5574 1.0000
6.500 0.9559 0.07605 0.06560 -0.1127 0.5472 1.0000
6.750 0.9607 0.07919 0.06877 -0.1120 0.5392 1.0000
7.000 0.9589 0.08285 0.07247 -0.1114 0.5309 1.0000
7.250 0.9616 0.08619 0.07586 -0.1108 0.5229 1.0000
7.500 0.9587 0.09005 0.07977 -0.1104 0.5155 1.0000
7.750 0.9653 0.09305 0.08280 -0.1098 0.5072 1.0000
8.000 1.0081 0.09228 0.08207 -0.1086 0.4948 1.0000
8.250 0.9675 0.09958 0.08942 -0.1086 0.4878 1.0000
8.500 0.9864 0.10098 0.09086 -0.1075 0.4752 1.0000
8.750 1.0194 0.10091 0.09086 -0.1060 0.4622 1.0000
9.000 0.9901 0.10742 0.09743 -0.1064 0.4546 1.0000
9.250 0.9026 0.12455 0.11471 -0.1140 0.5170 1.0000
9.500 1.0028 0.11350 0.10362 -0.1055 0.4358 1.0000
9.750 1.0060 0.11718 0.10736 -0.1054 0.4279 1.0000
10.000 0.9905 0.12295 0.11319 -0.1063 0.4238 1.0000
10.250 1.0094 0.12490 0.11520 -0.1055 0.4127 1.0000
10.500 0.9938 0.13097 0.12133 -0.1069 0.4110 1.0000
10.750 0.9942 0.13644 0.12688 -0.1083 0.4135 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 301 (FRIEDRICHSHAFEN G 13) AIRFOIL (goe301-il)