GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 62 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe304-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe304-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2964 0.11418 0.10950 -0.0261 1.0000 0.0622
-8.000 -0.3184 0.11483 0.11026 -0.0226 1.0000 0.0624
-7.750 -0.3406 0.11539 0.11094 -0.0195 1.0000 0.0625
-7.500 -0.3576 0.11563 0.11127 -0.0190 1.0000 0.0626
-7.250 -0.3544 0.11308 0.10877 -0.0219 0.9977 0.0629
-7.000 -0.3359 0.10684 0.10252 -0.0181 0.9961 0.0638
-6.750 -0.3119 0.10248 0.09814 -0.0213 0.9911 0.0653
-6.500 -0.2859 0.09859 0.09423 -0.0270 0.9845 0.0673
-6.250 -0.1605 0.08278 0.07860 -0.0481 0.9476 0.0744
-6.000 -0.1368 0.07830 0.07411 -0.0509 0.9430 0.0765
-5.750 -0.1261 0.07547 0.07128 -0.0529 0.9332 0.0785
-5.500 -0.1013 0.07164 0.06739 -0.0597 0.9272 0.0820
-5.250 -0.0752 0.07088 0.06642 -0.0755 0.9137 0.0846
-5.000 -0.0952 0.07879 0.07396 -0.0775 0.9334 0.0844
-4.750 -0.0750 0.07353 0.06877 -0.0783 0.9287 0.0855
-4.250 -0.0323 0.06733 0.06259 -0.0803 0.9146 0.0915
-4.000 0.0306 0.06351 0.05848 -0.0947 0.9102 0.0991
-3.750 0.0397 0.06106 0.05609 -0.0927 0.8999 0.1009
-3.500 0.0791 0.05797 0.05295 -0.0974 0.8955 0.1068
-3.250 0.1193 0.05549 0.05022 -0.1044 0.8867 0.1140
-3.000 0.1479 0.05259 0.04735 -0.1059 0.8811 0.1185
-2.750 0.2039 0.04938 0.04392 -0.1143 0.8781 0.1304
-2.500 0.2200 0.04790 0.04244 -0.1134 0.8677 0.1373
-2.250 0.2650 0.04520 0.03962 -0.1184 0.8637 0.1520
-2.000 0.3123 0.04260 0.03688 -0.1234 0.8608 0.1702
-1.750 0.3315 0.04135 0.03557 -0.1232 0.8498 0.1837
-1.500 0.3751 0.03923 0.03330 -0.1271 0.8459 0.2131
-1.250 0.4013 0.03823 0.03221 -0.1277 0.8376 0.2450
0.250 0.6346 0.02834 0.02044 -0.1373 0.7981 0.1379
0.500 0.6763 0.02718 0.01878 -0.1381 0.7937 0.1268
0.750 0.6989 0.02658 0.01813 -0.1371 0.7831 0.1241
1.000 0.7354 0.02542 0.01679 -0.1376 0.7777 0.1210
1.250 0.7597 0.02515 0.01643 -0.1366 0.7678 0.1208
1.500 0.7933 0.02444 0.01560 -0.1366 0.7613 0.1257
1.750 0.8181 0.02422 0.01536 -0.1357 0.7516 0.1284
2.000 0.8493 0.02343 0.01463 -0.1354 0.7444 0.1345
2.250 0.8740 0.02335 0.01454 -0.1344 0.7343 0.1449
2.500 0.9070 0.02268 0.01385 -0.1342 0.7268 0.1607
2.750 0.9317 0.02246 0.01377 -0.1332 0.7149 0.1990
3.000 0.9641 0.02053 0.01298 -0.1325 0.7065 1.0000
3.250 0.9895 0.02056 0.01284 -0.1314 0.6942 1.0000
3.500 1.0141 0.02071 0.01289 -0.1303 0.6824 1.0000
3.750 1.0461 0.02048 0.01250 -0.1301 0.6738 1.0000
4.000 1.0689 0.02075 0.01274 -0.1289 0.6613 1.0000
4.250 1.0936 0.02095 0.01291 -0.1280 0.6499 1.0000
4.500 1.1249 0.02080 0.01263 -0.1278 0.6408 1.0000
4.750 1.1469 0.02110 0.01295 -0.1265 0.6276 1.0000
5.000 1.1712 0.02130 0.01314 -0.1255 0.6153 1.0000
5.250 1.1984 0.02133 0.01312 -0.1249 0.6036 1.0000
5.500 1.2256 0.02130 0.01301 -0.1241 0.5909 1.0000
5.750 1.2485 0.02140 0.01311 -0.1228 0.5756 1.0000
6.000 1.2718 0.02147 0.01316 -0.1215 0.5598 1.0000
6.250 1.2949 0.02154 0.01322 -0.1202 0.5435 1.0000
6.500 1.3177 0.02167 0.01334 -0.1190 0.5271 1.0000
6.750 1.3401 0.02182 0.01345 -0.1176 0.5100 1.0000
7.000 1.3621 0.02198 0.01356 -0.1162 0.4917 1.0000
7.250 1.3814 0.02228 0.01384 -0.1145 0.4718 1.0000
7.500 1.3998 0.02266 0.01420 -0.1126 0.4508 1.0000
7.750 1.4183 0.02310 0.01458 -0.1108 0.4301 1.0000
8.000 1.4369 0.02363 0.01500 -0.1091 0.4100 1.0000
8.250 1.4530 0.02429 0.01561 -0.1071 0.3894 1.0000
8.500 1.4683 0.02500 0.01630 -0.1050 0.3695 1.0000
8.750 1.4836 0.02577 0.01701 -0.1030 0.3511 1.0000
9.000 1.4985 0.02659 0.01780 -0.1010 0.3339 1.0000
9.250 1.5129 0.02748 0.01864 -0.0989 0.3178 1.0000
9.500 1.5266 0.02842 0.01954 -0.0969 0.3024 1.0000
9.750 1.5399 0.02943 0.02052 -0.0947 0.2876 1.0000
10.000 1.5527 0.03053 0.02159 -0.0926 0.2734 1.0000
10.250 1.5650 0.03169 0.02270 -0.0905 0.2596 1.0000
10.500 1.5781 0.03291 0.02384 -0.0885 0.2465 1.0000
10.750 1.5917 0.03417 0.02503 -0.0866 0.2342 1.0000
11.000 1.5996 0.03552 0.02649 -0.0840 0.2234 1.0000
11.250 1.6120 0.03688 0.02786 -0.0821 0.2134 1.0000
11.500 1.6230 0.03806 0.02897 -0.0802 0.2037 1.0000
11.750 1.6241 0.03948 0.03057 -0.0770 0.1955 1.0000
12.000 1.6391 0.04069 0.03161 -0.0758 0.1868 1.0000
12.250 1.6362 0.04227 0.03350 -0.0724 0.1806 1.0000
12.500 1.6484 0.04350 0.03469 -0.0709 0.1735 1.0000
12.750 1.6490 0.04528 0.03670 -0.0683 0.1677 1.0000
13.000 1.6517 0.04683 0.03835 -0.0661 0.1615 1.0000
13.250 1.6579 0.04848 0.04003 -0.0644 0.1554 1.0000
13.500 1.6521 0.05059 0.04239 -0.0619 0.1498 1.0000
13.750 1.6611 0.05202 0.04370 -0.0605 0.1429 1.0000
14.000 1.6480 0.05483 0.04688 -0.0581 0.1380 1.0000
14.250 1.6472 0.05680 0.04885 -0.0566 0.1316 1.0000
14.500 1.6380 0.05981 0.05207 -0.0549 0.1259 1.0000
14.750 1.6314 0.06249 0.05482 -0.0537 0.1195 1.0000
15.000 1.6235 0.06572 0.05817 -0.0525 0.1135 1.0000
15.250 1.6149 0.06896 0.06150 -0.0517 0.1075 1.0000
15.500 1.6087 0.07232 0.06492 -0.0509 0.1017 1.0000
15.750 1.5975 0.07625 0.06902 -0.0505 0.0968 1.0000
16.000 1.6009 0.07883 0.07150 -0.0496 0.0911 1.0000
16.250 1.5833 0.08393 0.07693 -0.0499 0.0881 1.0000
16.500 1.5781 0.08752 0.08060 -0.0499 0.0842 1.0000
16.750 1.5822 0.09024 0.08327 -0.0492 0.0800 1.0000
17.000 1.5611 0.09622 0.08959 -0.0505 0.0784 1.0000
17.250 1.5417 0.10231 0.09597 -0.0522 0.0768 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il)