GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL (goe279-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL (goe279-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 42.33 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe279-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe279-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 279 (DAIMLER X) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3375 0.10961 0.10284 -0.0286 1.0000 0.0634
-8.000 -0.3455 0.10858 0.10195 -0.0289 1.0000 0.0638
-7.750 -0.3495 0.10723 0.10070 -0.0308 1.0000 0.0641
-7.500 -0.3510 0.10565 0.09919 -0.0331 1.0000 0.0643
-7.250 -0.3398 0.09870 0.09230 -0.0258 1.0000 0.0670
-7.000 -0.3388 0.09608 0.08974 -0.0247 1.0000 0.0694
-6.750 -0.3392 0.09380 0.08754 -0.0246 1.0000 0.0720
-6.500 -0.3391 0.09176 0.08557 -0.0260 1.0000 0.0749
-6.250 -0.3345 0.09066 0.08446 -0.0320 1.0000 0.0772
-6.000 -0.3304 0.08701 0.08087 -0.0319 1.0000 0.0786
-5.750 -0.3287 0.08333 0.07726 -0.0278 1.0000 0.0816
-5.500 -0.3223 0.08055 0.07450 -0.0280 1.0000 0.0855
-5.250 -0.3009 0.07885 0.07261 -0.0365 1.0000 0.0919
-5.000 -0.2955 0.07467 0.06853 -0.0348 1.0000 0.0937
-4.750 -0.2886 0.07146 0.06538 -0.0331 1.0000 0.0976
-4.250 -0.2562 0.06532 0.05913 -0.0373 1.0000 0.1111
-3.750 -0.2202 0.05953 0.05320 -0.0410 1.0000 0.1393
-3.500 -0.2035 0.05689 0.05053 -0.0417 1.0000 0.1591
-3.250 -0.1716 0.05363 0.04719 -0.0460 0.9954 0.1992
-3.000 -0.1445 0.05044 0.04403 -0.0479 0.9898 0.2468
-2.500 -0.0028 0.04200 0.03379 -0.0664 0.9796 0.0894
-2.250 0.0456 0.03904 0.03020 -0.0704 0.9744 0.0759
-2.000 0.0891 0.03685 0.02749 -0.0738 0.9681 0.0766
-1.750 0.1310 0.03479 0.02497 -0.0768 0.9618 0.0763
-1.500 0.1727 0.03294 0.02273 -0.0795 0.9550 0.0755
-1.250 0.2128 0.03151 0.02091 -0.0819 0.9476 0.0793
-1.000 0.2533 0.03020 0.01930 -0.0843 0.9399 0.0804
-0.750 0.2912 0.02916 0.01798 -0.0860 0.9304 0.0811
-0.500 0.3347 0.02814 0.01675 -0.0884 0.9206 0.0855
-0.250 0.3781 0.02726 0.01558 -0.0905 0.9080 0.0900
0.000 0.4186 0.02642 0.01453 -0.0920 0.8941 0.0917
0.250 0.4574 0.02556 0.01362 -0.0934 0.8804 0.0946
0.500 0.4931 0.02494 0.01293 -0.0944 0.8670 0.0997
0.750 0.5274 0.02442 0.01239 -0.0952 0.8534 0.1106
1.000 0.5610 0.02395 0.01190 -0.0957 0.8392 0.1221
1.250 0.5942 0.02342 0.01151 -0.0962 0.8243 0.1461
1.500 0.6185 0.02133 0.01122 -0.0947 0.8087 1.0000
1.750 0.6491 0.02126 0.01088 -0.0943 0.7917 1.0000
2.000 0.6795 0.02116 0.01059 -0.0940 0.7739 1.0000
2.250 0.7057 0.02119 0.01049 -0.0931 0.7521 1.0000
2.500 0.7345 0.02114 0.01033 -0.0926 0.7311 1.0000
2.750 0.7627 0.02112 0.01020 -0.0920 0.7082 1.0000
3.000 0.7928 0.02104 0.01000 -0.0915 0.6854 1.0000
3.250 0.8218 0.02108 0.00993 -0.0910 0.6612 1.0000
3.500 0.8516 0.02115 0.00983 -0.0906 0.6375 1.0000
3.750 0.8792 0.02139 0.00994 -0.0899 0.6124 1.0000
4.000 0.9059 0.02175 0.01019 -0.0893 0.5882 1.0000
4.250 0.9318 0.02219 0.01051 -0.0886 0.5644 1.0000
4.500 0.9568 0.02270 0.01096 -0.0879 0.5417 1.0000
4.750 0.9815 0.02322 0.01146 -0.0872 0.5200 1.0000
5.000 1.0057 0.02376 0.01194 -0.0864 0.4988 1.0000
5.250 1.0283 0.02432 0.01247 -0.0854 0.4761 1.0000
5.500 1.0507 0.02486 0.01292 -0.0843 0.4543 1.0000
5.750 1.0721 0.02544 0.01354 -0.0832 0.4325 1.0000
6.000 1.0942 0.02604 0.01412 -0.0823 0.4137 1.0000
6.250 1.1172 0.02669 0.01479 -0.0815 0.3977 1.0000
6.500 1.1402 0.02738 0.01557 -0.0807 0.3830 1.0000
6.750 1.1632 0.02812 0.01640 -0.0800 0.3692 1.0000
7.000 1.1859 0.02890 0.01728 -0.0793 0.3556 1.0000
7.250 1.2082 0.02972 0.01821 -0.0785 0.3420 1.0000
7.500 1.2300 0.03058 0.01923 -0.0776 0.3284 1.0000
7.750 1.2513 0.03149 0.02026 -0.0767 0.3151 1.0000
8.000 1.2712 0.03241 0.02131 -0.0756 0.3010 1.0000
8.250 1.2888 0.03332 0.02236 -0.0742 0.2859 1.0000
8.500 1.3044 0.03422 0.02346 -0.0725 0.2702 1.0000
8.750 1.3185 0.03512 0.02452 -0.0707 0.2548 1.0000
9.000 1.3312 0.03604 0.02562 -0.0688 0.2397 1.0000
9.250 1.3422 0.03699 0.02675 -0.0667 0.2247 1.0000
9.500 1.3524 0.03804 0.02796 -0.0646 0.2106 1.0000
9.750 1.3609 0.03917 0.02927 -0.0623 0.1969 1.0000
10.000 1.3674 0.04043 0.03072 -0.0598 0.1837 1.0000
10.250 1.3713 0.04182 0.03223 -0.0571 0.1723 1.0000
10.500 1.3739 0.04348 0.03406 -0.0545 0.1599 1.0000
10.750 1.3744 0.04543 0.03615 -0.0520 0.1477 1.0000
11.000 1.3726 0.04771 0.03854 -0.0496 0.1360 1.0000
11.250 1.3690 0.05031 0.04120 -0.0474 0.1253 1.0000
11.500 1.3639 0.05308 0.04394 -0.0456 0.1166 1.0000
11.750 1.3596 0.05625 0.04737 -0.0441 0.1075 1.0000
12.000 1.3556 0.05933 0.05043 -0.0428 0.1016 1.0000
12.250 1.3519 0.06290 0.05435 -0.0418 0.0956 1.0000
12.500 1.3469 0.06639 0.05800 -0.0412 0.0909 1.0000
12.750 1.3405 0.07026 0.06204 -0.0409 0.0868 1.0000
13.000 1.3309 0.07484 0.06691 -0.0413 0.0829 1.0000
13.250 1.3220 0.07926 0.07148 -0.0421 0.0794 1.0000
13.500 1.3148 0.08354 0.07581 -0.0428 0.0764 1.0000
13.750 1.3008 0.08954 0.08214 -0.0446 0.0742 1.0000
14.000 1.2858 0.09589 0.08875 -0.0469 0.0723 1.0000
14.250 1.2706 0.10248 0.09554 -0.0496 0.0705 1.0000
14.500 1.2590 0.10845 0.10163 -0.0522 0.0684 1.0000
14.750 1.2551 0.11271 0.10587 -0.0537 0.0657 1.0000
15.000 1.2335 0.12177 0.11517 -0.0584 0.0654 1.0000
15.250 1.2086 0.13221 0.12579 -0.0642 0.0655 1.0000
15.500 1.1807 0.14437 0.13804 -0.0712 0.0659 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL (goe279-il)