GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.92 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe304-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe304-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2753 0.11282 0.10615 -0.0269 1.0000 0.0886
-7.750 -0.2883 0.11231 0.10576 -0.0243 1.0000 0.0901
-7.500 -0.3051 0.11222 0.10579 -0.0215 1.0000 0.0911
-7.250 -0.3034 0.11161 0.10523 -0.0276 0.9927 0.0928
-7.000 -0.2826 0.10745 0.10108 -0.0334 0.9846 0.0940
-6.750 -0.2638 0.10262 0.09624 -0.0329 0.9800 0.0961
-6.500 -0.2422 0.09894 0.09253 -0.0365 0.9730 0.0991
-6.250 -0.2223 0.09590 0.08947 -0.0417 0.9633 0.1029
-6.000 -0.1916 0.09475 0.08818 -0.0573 0.9495 0.1067
-5.750 -0.1762 0.08930 0.08281 -0.0546 0.9457 0.1087
-5.500 -0.1602 0.08605 0.07957 -0.0548 0.9376 0.1127
-5.250 -0.1155 0.08489 0.07813 -0.0718 0.9267 0.1215
-5.000 -0.1088 0.08022 0.07360 -0.0677 0.9193 0.1233
-4.750 -0.0858 0.07664 0.07003 -0.0689 0.9138 0.1275
-4.500 -0.0444 0.07558 0.06869 -0.0816 0.9021 0.1375
-4.250 -0.0284 0.07086 0.06406 -0.0798 0.8975 0.1400
-4.000 -0.0105 0.06821 0.06142 -0.0801 0.8890 0.1450
-3.750 0.0284 0.06544 0.05848 -0.0879 0.8818 0.1560
-3.500 0.0549 0.06317 0.05614 -0.0903 0.8745 0.1688
-3.250 0.0771 0.06024 0.05322 -0.0914 0.8669 0.1771
-3.000 0.1143 0.05740 0.05029 -0.0960 0.8624 0.1941
-2.750 0.1347 0.05558 0.04841 -0.0972 0.8520 0.2094
-2.500 0.1683 0.05303 0.04580 -0.1001 0.8468 0.2291
-2.000 0.2788 0.04611 0.03770 -0.1151 0.8326 0.1027
-1.500 0.3528 0.04196 0.03281 -0.1201 0.8185 0.0920
-1.250 0.3905 0.03992 0.03058 -0.1224 0.8132 0.0894
-1.000 0.4209 0.03852 0.02891 -0.1233 0.8052 0.0873
-0.750 0.4555 0.03707 0.02714 -0.1247 0.7982 0.0859
-0.500 0.4959 0.03560 0.02536 -0.1267 0.7938 0.0876
-0.250 0.5185 0.03507 0.02461 -0.1260 0.7833 0.0890
0.000 0.5561 0.03386 0.02309 -0.1273 0.7781 0.0895
0.250 0.5813 0.03336 0.02237 -0.1268 0.7688 0.0898
0.500 0.6148 0.03254 0.02129 -0.1273 0.7623 0.0913
0.750 0.6434 0.03206 0.02061 -0.1271 0.7546 0.0947
1.000 0.6723 0.03163 0.02008 -0.1270 0.7466 0.0983
1.250 0.7100 0.03081 0.01905 -0.1277 0.7418 0.1015
1.500 0.7295 0.03101 0.01912 -0.1263 0.7306 0.1057
1.750 0.7646 0.03030 0.01840 -0.1268 0.7253 0.1132
2.000 0.7843 0.03052 0.01858 -0.1254 0.7144 0.1185
2.250 0.8183 0.02997 0.01803 -0.1258 0.7085 0.1304
2.500 0.8384 0.03024 0.01835 -0.1246 0.6976 0.1421
2.750 0.8726 0.02969 0.01791 -0.1250 0.6914 0.1739
3.000 0.8890 0.02858 0.01838 -0.1232 0.6804 1.0000
3.250 0.9230 0.02843 0.01787 -0.1231 0.6739 1.0000
3.500 0.9413 0.02908 0.01840 -0.1215 0.6618 1.0000
3.750 0.9698 0.02913 0.01830 -0.1210 0.6528 1.0000
4.000 0.9950 0.02929 0.01838 -0.1200 0.6418 1.0000
4.250 1.0165 0.02965 0.01868 -0.1186 0.6294 1.0000
4.500 1.0459 0.02950 0.01844 -0.1180 0.6192 1.0000
4.750 1.0697 0.02968 0.01859 -0.1168 0.6070 1.0000
5.000 1.0896 0.03010 0.01901 -0.1153 0.5939 1.0000
5.250 1.1138 0.03027 0.01916 -0.1142 0.5822 1.0000
5.500 1.1417 0.03022 0.01909 -0.1135 0.5712 1.0000
5.750 1.1592 0.03077 0.01969 -0.1118 0.5574 1.0000
6.000 1.1788 0.03119 0.02014 -0.1102 0.5441 1.0000
6.250 1.2010 0.03145 0.02044 -0.1089 0.5313 1.0000
6.500 1.2263 0.03153 0.02050 -0.1079 0.5190 1.0000
6.750 1.2448 0.03198 0.02101 -0.1062 0.5048 1.0000
7.000 1.2620 0.03251 0.02159 -0.1044 0.4900 1.0000
7.250 1.2798 0.03302 0.02217 -0.1027 0.4753 1.0000
7.500 1.2976 0.03350 0.02268 -0.1009 0.4600 1.0000
7.750 1.3145 0.03398 0.02317 -0.0990 0.4437 1.0000
8.000 1.3300 0.03452 0.02371 -0.0969 0.4267 1.0000
8.250 1.3437 0.03514 0.02434 -0.0947 0.4091 1.0000
8.500 1.3544 0.03586 0.02503 -0.0921 0.3913 1.0000
8.750 1.3638 0.03671 0.02585 -0.0894 0.3737 1.0000
9.000 1.3722 0.03771 0.02683 -0.0869 0.3568 1.0000
9.250 1.3800 0.03885 0.02800 -0.0845 0.3409 1.0000
9.500 1.3884 0.04009 0.02927 -0.0823 0.3267 1.0000
9.750 1.3975 0.04137 0.03057 -0.0803 0.3138 1.0000
10.000 1.4072 0.04263 0.03183 -0.0783 0.3016 1.0000
10.250 1.4159 0.04399 0.03320 -0.0764 0.2897 1.0000
10.500 1.4214 0.04570 0.03502 -0.0745 0.2780 1.0000
10.750 1.4287 0.04729 0.03665 -0.0728 0.2672 1.0000
11.000 1.4384 0.04868 0.03801 -0.0711 0.2570 1.0000
11.250 1.4416 0.05079 0.04027 -0.0695 0.2469 1.0000
11.500 1.4511 0.05238 0.04188 -0.0680 0.2381 1.0000
11.750 1.4569 0.05437 0.04402 -0.0666 0.2294 1.0000
12.000 1.4654 0.05618 0.04590 -0.0652 0.2215 1.0000
12.250 1.4708 0.05829 0.04814 -0.0639 0.2135 1.0000
12.500 1.4789 0.06021 0.05012 -0.0626 0.2063 1.0000
12.750 1.4796 0.06287 0.05297 -0.0614 0.1993 1.0000
13.000 1.4941 0.06419 0.05428 -0.0603 0.1929 1.0000
13.250 1.4868 0.06789 0.05830 -0.0593 0.1876 1.0000
13.500 1.4901 0.07044 0.06100 -0.0584 0.1822 1.0000
13.750 1.5008 0.07222 0.06280 -0.0574 0.1768 1.0000
14.000 1.4817 0.07735 0.06828 -0.0571 0.1725 1.0000
14.250 1.4731 0.08124 0.07234 -0.0569 0.1675 1.0000
14.500 1.4801 0.08301 0.07409 -0.0561 0.1616 1.0000
14.750 1.4485 0.09041 0.08185 -0.0574 0.1584 1.0000
15.000 1.4185 0.09817 0.08986 -0.0595 0.1550 1.0000
15.250 1.4442 0.09659 0.08815 -0.0576 0.1475 1.0000
15.500 1.3977 0.10782 0.09971 -0.0618 0.1458 1.0000
15.750 1.3003 0.13181 0.12399 -0.0743 0.1454 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il)