GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.06 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe304-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe304-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2628 0.12722 0.11995 -0.0357 1.0000 0.1109
-9.500 -0.2750 0.12822 0.12110 -0.0358 1.0000 0.1118
-9.250 -0.2917 0.12957 0.12261 -0.0350 1.0000 0.1122
-9.000 -0.2579 0.11935 0.11233 -0.0334 1.0000 0.1160
-8.750 -0.2565 0.11704 0.11010 -0.0320 1.0000 0.1190
-8.500 -0.2607 0.11564 0.10879 -0.0304 1.0000 0.1217
-8.250 -0.2701 0.11497 0.10825 -0.0286 1.0000 0.1241
-8.000 -0.2862 0.11521 0.10863 -0.0262 1.0000 0.1256
-7.750 -0.3074 0.11599 0.10955 -0.0232 1.0000 0.1264
-7.500 -0.3280 0.11686 0.11057 -0.0213 1.0000 0.1269
-7.250 -0.3454 0.11779 0.11163 -0.0216 1.0000 0.1274
-7.000 -0.3363 0.11180 0.10569 -0.0175 1.0000 0.1292
-6.750 -0.3342 0.10864 0.10258 -0.0146 1.0000 0.1318
-6.500 -0.3392 0.10695 0.10097 -0.0127 1.0000 0.1344
-6.250 -0.3457 0.10560 0.09969 -0.0116 1.0000 0.1371
-6.000 -0.3524 0.10458 0.09875 -0.0118 1.0000 0.1402
-5.750 -0.3577 0.10522 0.09941 -0.0169 1.0000 0.1430
-5.500 -0.3572 0.10232 0.09658 -0.0169 1.0000 0.1445
-5.250 -0.3565 0.09861 0.09293 -0.0125 1.0000 0.1471
-5.000 -0.3546 0.09631 0.09066 -0.0113 1.0000 0.1514
-4.750 -0.3446 0.09578 0.09009 -0.0180 1.0000 0.1591
-4.500 -0.3404 0.09248 0.08685 -0.0177 1.0000 0.1619
-4.250 -0.3381 0.08962 0.08404 -0.0148 1.0000 0.1665
-4.000 -0.3138 0.08885 0.08314 -0.0246 1.0000 0.1772
-3.750 -0.3146 0.08503 0.07943 -0.0200 1.0000 0.1802
-3.500 -0.3047 0.08276 0.07716 -0.0203 1.0000 0.1881
-3.250 -0.2866 0.08035 0.07470 -0.0243 1.0000 0.1966
-3.000 -0.2614 0.07886 0.07311 -0.0301 1.0000 0.2109
-2.750 -0.2586 0.07569 0.07004 -0.0268 1.0000 0.2163
-2.500 -0.2248 0.07303 0.06733 -0.0321 0.9947 0.2342
-2.250 -0.1792 0.07039 0.06459 -0.0401 0.9852 0.2636
-2.000 -0.1456 0.06792 0.06209 -0.0442 0.9763 0.2974
-1.750 -0.1174 0.06537 0.05957 -0.0460 0.9680 0.3353
-1.500 -0.0938 0.06303 0.05728 -0.0467 0.9594 0.3863
-0.750 -0.0572 0.05607 0.05064 -0.0368 0.9357 0.5761
-0.500 -0.0377 0.05373 0.04838 -0.0347 0.9278 0.6315
-0.250 -0.0152 0.05192 0.04659 -0.0349 0.9192 0.6745
0.000 0.0167 0.04981 0.04452 -0.0359 0.9108 0.7134
0.250 0.0599 0.04857 0.04321 -0.0422 0.9006 0.7294
0.500 0.3229 0.05217 0.04443 -0.1061 0.8811 0.3216
0.750 0.3800 0.05233 0.04368 -0.1119 0.8709 0.2433
1.000 0.4292 0.05138 0.04242 -0.1158 0.8618 0.2173
1.250 0.4571 0.05146 0.04218 -0.1165 0.8510 0.2025
1.500 0.5085 0.05120 0.04146 -0.1201 0.8422 0.1908
1.750 0.5302 0.05153 0.04163 -0.1199 0.8308 0.1906
2.000 0.5603 0.05187 0.04175 -0.1207 0.8205 0.1910
2.250 0.6050 0.05179 0.04136 -0.1229 0.8107 0.1912
2.500 0.6206 0.05263 0.04206 -0.1217 0.7987 0.1939
2.750 0.6523 0.05288 0.04230 -0.1224 0.7879 0.2039
3.000 0.6913 0.05289 0.04225 -0.1236 0.7772 0.2149
3.250 0.7071 0.05382 0.04321 -0.1225 0.7643 0.2286
3.500 0.7347 0.05428 0.04381 -0.1227 0.7519 0.2580
3.750 0.7837 0.05233 0.04311 -0.1238 0.7419 1.0000
4.000 0.7973 0.05368 0.04410 -0.1220 0.7273 1.0000
4.250 0.8151 0.05486 0.04508 -0.1207 0.7126 1.0000
4.500 0.8363 0.05589 0.04598 -0.1198 0.6980 1.0000
4.750 0.8608 0.05672 0.04671 -0.1190 0.6837 1.0000
5.000 0.8912 0.05713 0.04706 -0.1186 0.6699 1.0000
5.250 0.9390 0.05628 0.04616 -0.1190 0.6580 1.0000
5.500 0.9551 0.05738 0.04727 -0.1175 0.6423 1.0000
5.750 0.9726 0.05839 0.04829 -0.1159 0.6267 1.0000
6.000 0.9900 0.05944 0.04936 -0.1144 0.6111 1.0000
6.250 1.0092 0.06032 0.05029 -0.1129 0.5956 1.0000
6.500 1.0292 0.06110 0.05111 -0.1114 0.5803 1.0000
6.750 1.0507 0.06172 0.05177 -0.1099 0.5653 1.0000
7.000 1.1249 0.05678 0.04693 -0.1091 0.5579 1.0000
7.250 1.1408 0.05763 0.04785 -0.1071 0.5421 1.0000
7.500 1.1570 0.05843 0.04872 -0.1050 0.5265 1.0000
7.750 1.1724 0.05932 0.04969 -0.1030 0.5111 1.0000
8.000 1.1879 0.06020 0.05065 -0.1009 0.4960 1.0000
8.250 1.2324 0.05755 0.04808 -0.0991 0.4820 1.0000
8.500 1.3645 0.04638 0.03692 -0.1015 0.4624 1.0000
8.750 1.4237 0.04335 0.03377 -0.1021 0.4422 1.0000
9.000 1.4458 0.04373 0.03415 -0.1005 0.4243 1.0000
9.250 1.4641 0.04453 0.03499 -0.0986 0.4072 1.0000
9.500 1.4826 0.04541 0.03593 -0.0968 0.3905 1.0000
9.750 1.5002 0.04639 0.03694 -0.0950 0.3739 1.0000
10.000 1.5172 0.04745 0.03803 -0.0931 0.3576 1.0000
10.250 1.5342 0.04861 0.03920 -0.0913 0.3418 1.0000
10.500 1.5542 0.04987 0.04048 -0.0899 0.3268 1.0000
10.750 1.5479 0.05267 0.04353 -0.0863 0.3160 1.0000
11.000 1.5471 0.05544 0.04646 -0.0834 0.3060 1.0000
11.250 1.5701 0.05692 0.04794 -0.0825 0.2938 1.0000
11.500 1.5325 0.06153 0.05287 -0.0768 0.2897 1.0000
11.750 1.3338 0.08442 0.07608 -0.0733 0.2996 1.0000
12.000 1.0956 0.13181 0.12309 -0.0941 0.3032 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il)