GOE 303 (FRIEDRICHSHAFEN G03) AIRFOIL (goe303-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 303 (FRIEDRICHSHAFEN G03) AIRFOIL (goe303-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.2 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe303-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe303-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 303 (FRIEDRICHSHAFEN G03) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2809 0.12274 0.11570 -0.0337 1.0000 0.1337
-9.250 -0.2950 0.12336 0.11647 -0.0339 1.0000 0.1355
-9.000 -0.3146 0.12450 0.11778 -0.0334 1.0000 0.1361
-8.750 -0.2794 0.11506 0.10827 -0.0315 1.0000 0.1419
-8.500 -0.2809 0.11308 0.10638 -0.0303 1.0000 0.1464
-8.250 -0.2924 0.11247 0.10590 -0.0289 1.0000 0.1499
-8.000 -0.3139 0.11308 0.10667 -0.0268 1.0000 0.1515
-7.750 -0.3376 0.11389 0.10765 -0.0251 1.0000 0.1522
-7.500 -0.3217 0.10790 0.10167 -0.0226 1.0000 0.1557
-7.250 -0.3212 0.10532 0.09916 -0.0203 1.0000 0.1598
-7.000 -0.3311 0.10404 0.09799 -0.0183 1.0000 0.1634
-6.750 -0.3462 0.10356 0.09764 -0.0180 1.0000 0.1668
-6.500 -0.3645 0.10444 0.09863 -0.0215 1.0000 0.1687
-6.250 -0.3579 0.09929 0.09356 -0.0161 1.0000 0.1717
-6.000 -0.3580 0.09682 0.09115 -0.0136 1.0000 0.1763
-5.750 -0.3639 0.09553 0.08992 -0.0145 1.0000 0.1822
-5.500 -0.3674 0.09386 0.08831 -0.0176 1.0000 0.1860
-5.250 -0.3659 0.09071 0.08524 -0.0130 1.0000 0.1915
-5.000 -0.3621 0.08984 0.08434 -0.0200 1.0000 0.2011
-4.750 -0.3622 0.08622 0.08082 -0.0142 1.0000 0.2060
-4.500 -0.3534 0.08442 0.07898 -0.0191 1.0000 0.2176
-4.250 -0.3513 0.08151 0.07613 -0.0154 1.0000 0.2241
-4.000 -0.3410 0.07907 0.07368 -0.0181 1.0000 0.2358
-3.500 -0.3171 0.07447 0.06904 -0.0216 1.0000 0.2664
-3.250 -0.3071 0.07205 0.06664 -0.0215 1.0000 0.2835
-3.000 -0.2991 0.06972 0.06434 -0.0201 1.0000 0.3031
-2.750 -0.2746 0.06762 0.06220 -0.0232 0.9961 0.3485
-1.750 -0.2139 0.05691 0.05182 -0.0107 0.9631 0.5809
-1.500 -0.1997 0.05445 0.04942 -0.0070 0.9552 0.6328
-1.250 -0.1790 0.05211 0.04710 -0.0059 0.9466 0.6790
-1.000 0.1441 0.04812 0.03976 -0.0906 0.9305 0.2124
-0.750 0.1863 0.04681 0.03795 -0.0940 0.9208 0.1964
-0.500 0.2440 0.04557 0.03600 -0.0995 0.9128 0.1834
-0.250 0.2737 0.04489 0.03508 -0.1006 0.9025 0.1808
0.000 0.3145 0.04442 0.03421 -0.1032 0.8932 0.1829
0.250 0.3536 0.04391 0.03353 -0.1057 0.8839 0.1903
0.500 0.3832 0.04388 0.03325 -0.1064 0.8736 0.1969
0.750 0.4347 0.04340 0.03250 -0.1100 0.8654 0.2185
1.000 0.4560 0.04349 0.03261 -0.1095 0.8541 0.2405
1.250 0.4922 0.04303 0.03244 -0.1111 0.8445 0.3074
1.500 0.5292 0.04118 0.03187 -0.1116 0.8352 1.0000
1.750 0.5508 0.04217 0.03248 -0.1110 0.8226 1.0000
2.000 0.5782 0.04301 0.03306 -0.1113 0.8099 1.0000
2.250 0.6104 0.04361 0.03346 -0.1120 0.7963 1.0000
2.500 0.6446 0.04402 0.03369 -0.1126 0.7820 1.0000
2.750 0.6811 0.04423 0.03377 -0.1134 0.7678 1.0000
3.000 0.7273 0.04391 0.03335 -0.1150 0.7550 1.0000
3.250 0.7520 0.04448 0.03385 -0.1143 0.7403 1.0000
3.500 0.7763 0.04509 0.03442 -0.1135 0.7257 1.0000
3.750 0.8011 0.04567 0.03499 -0.1128 0.7111 1.0000
4.000 0.8266 0.04621 0.03551 -0.1121 0.6966 1.0000
4.250 0.8541 0.04659 0.03589 -0.1114 0.6822 1.0000
4.500 0.8857 0.04662 0.03593 -0.1109 0.6684 1.0000
4.750 0.9471 0.04447 0.03381 -0.1125 0.6596 1.0000
5.000 0.9727 0.04472 0.03409 -0.1112 0.6443 1.0000
5.250 0.9990 0.04491 0.03433 -0.1100 0.6290 1.0000
5.500 1.0243 0.04522 0.03469 -0.1088 0.6138 1.0000
5.750 1.0485 0.04567 0.03519 -0.1075 0.5986 1.0000
6.000 1.0721 0.04617 0.03576 -0.1061 0.5835 1.0000
6.250 1.0942 0.04682 0.03647 -0.1047 0.5687 1.0000
6.500 1.1144 0.04773 0.03744 -0.1033 0.5546 1.0000
6.750 1.1802 0.04505 0.03481 -0.1050 0.5467 1.0000
7.000 1.1824 0.04750 0.03735 -0.1025 0.5322 1.0000
7.250 1.1732 0.05103 0.04098 -0.0995 0.5181 1.0000
7.500 1.1438 0.05653 0.04655 -0.0958 0.5047 1.0000
7.750 1.1561 0.05858 0.04867 -0.0945 0.4956 1.0000
8.000 1.1372 0.06388 0.05402 -0.0927 0.4851 1.0000
8.250 1.0390 0.07965 0.06970 -0.0933 0.4728 1.0000
8.500 1.1135 0.07446 0.06471 -0.0914 0.4673 1.0000
8.750 1.0116 0.09099 0.08113 -0.0936 0.4614 1.0000
9.000 1.0022 0.09613 0.08633 -0.0939 0.4566 1.0000
9.250 0.8774 0.11788 0.10809 -0.1036 0.5388 1.0000
9.500 0.8971 0.11964 0.10992 -0.1027 0.5195 1.0000
9.750 0.9200 0.12311 0.11348 -0.1033 0.5139 1.0000
10.000 1.0176 0.11127 0.10178 -0.0940 0.4352 1.0000
10.250 0.9973 0.11782 0.10838 -0.0953 0.4342 1.0000
10.500 0.9826 0.12360 0.11422 -0.0964 0.4332 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 303 (FRIEDRICHSHAFEN G03) AIRFOIL (goe303-il)