Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 235 (SCHTTE-LANZ) AIRFOIL (goe235-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 235 (SCHTTE-LANZ) AIRFOIL (goe235-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 36.93 at α=6.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe235-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe235-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 235 (SCHTTE-LANZ) 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  -0.4675   0.12485   0.11743   0.0062   1.0000   0.1254
  -9.250  -0.4729   0.12447   0.11714   0.0026   1.0000   0.1283
  -9.000  -0.4837   0.12507   0.11785  -0.0023   1.0000   0.1291
  -8.750  -0.4486   0.11507   0.10778   0.0029   1.0000   0.1362
  -8.500  -0.4448   0.11265   0.10540   0.0013   1.0000   0.1416
  -8.250  -0.4534   0.11256   0.10543  -0.0033   1.0000   0.1446
  -8.000  -0.4382   0.10690   0.09980  -0.0023   1.0000   0.1480
  -7.750  -0.4257   0.10309   0.09600  -0.0019   1.0000   0.1541
  -7.500  -0.4276   0.10168   0.09468  -0.0056   1.0000   0.1599
  -7.250  -0.4218   0.09836   0.09143  -0.0086   1.0000   0.1632
  -7.000  -0.4071   0.09417   0.08726  -0.0064   1.0000   0.1705
  -6.750  -0.4059   0.09400   0.08714  -0.0179   1.0000   0.1781
  -6.500  -0.3901   0.08796   0.08117  -0.0103   1.0000   0.1846
  -6.250  -0.3832   0.08634   0.07957  -0.0183   1.0000   0.1952
  -6.000  -0.3703   0.08202   0.07532  -0.0136   1.0000   0.2058
  -5.750  -0.3602   0.07887   0.07222  -0.0151   1.0000   0.2168
  -5.250  -0.3394   0.07334   0.06680  -0.0188   1.0000   0.2465
  -5.000  -0.3292   0.07050   0.06403  -0.0189   1.0000   0.2630
  -4.750  -0.3201   0.06763   0.06123  -0.0176   1.0000   0.2806
  -4.500  -0.3123   0.06494   0.05863  -0.0157   1.0000   0.3003
  -4.250  -0.3060   0.06273   0.05648  -0.0156   1.0000   0.3280
  -4.000  -0.3014   0.06021   0.05408  -0.0118   1.0000   0.3537
  -3.750  -0.3001   0.05813   0.05210  -0.0092   1.0000   0.3923
  -3.500  -0.0093   0.03855   0.03204  -0.0054   1.0000   0.9876
  -3.250  -0.3061   0.05357   0.04785   0.0041   1.0000   0.4770
  -3.000  -0.3121   0.05151   0.04595   0.0124   1.0000   0.5277
  -2.750  -0.3182   0.04947   0.04405   0.0213   1.0000   0.5791
  -2.500  -0.3231   0.04743   0.04214   0.0303   1.0000   0.6307
  -2.250  -0.3265   0.04544   0.04027   0.0377   1.0000   0.6777
  -2.000  -0.3250   0.04332   0.03824   0.0445   1.0000   0.7214
  -1.750  -0.3207   0.04115   0.03615   0.0488   1.0000   0.7544
  -1.500  -0.3152   0.03909   0.03416   0.0501   1.0000   0.7720
  -1.250  -0.3032   0.03692   0.03203   0.0489   1.0000   0.7807
  -1.000  -0.0163   0.03412   0.02677  -0.0412   1.0000   0.3540
  -0.750   0.0358   0.03334   0.02504  -0.0468   1.0000   0.2589
  -0.500   0.0702   0.03217   0.02341  -0.0485   1.0000   0.2248
  -0.250   0.1008   0.03108   0.02202  -0.0495   1.0000   0.2034
   0.000   0.1296   0.03037   0.02097  -0.0501   1.0000   0.1884
   0.250   0.1571   0.03003   0.02021  -0.0503   1.0000   0.1770
   0.500   0.1824   0.02938   0.01950  -0.0507   1.0000   0.1722
   0.750   0.2070   0.02908   0.01907  -0.0510   1.0000   0.1704
   1.000   0.2521   0.02880   0.01859  -0.0545   0.9925   0.1711
   1.250   0.3359   0.02813   0.01770  -0.0638   0.9668   0.1714
   1.500   0.4116   0.02730   0.01688  -0.0713   0.9412   0.1808
   1.750   0.4695   0.02653   0.01628  -0.0758   0.9156   0.1993
   2.000   0.5342   0.02527   0.01571  -0.0814   0.8954   0.2830
   2.250   0.5708   0.02372   0.01533  -0.0807   0.8725   1.0000
   2.500   0.6175   0.02339   0.01471  -0.0814   0.8481   1.0000
   2.750   0.6516   0.02313   0.01435  -0.0800   0.8193   1.0000
   3.000   0.6818   0.02277   0.01393  -0.0775   0.7876   1.0000
   3.250   0.7080   0.02233   0.01343  -0.0741   0.7514   1.0000
   3.500   0.7303   0.02186   0.01291  -0.0700   0.7057   1.0000
   3.750   0.7531   0.02132   0.01213  -0.0655   0.6536   1.0000
   4.000   0.7749   0.02155   0.01200  -0.0621   0.5927   1.0000
   4.250   0.7982   0.02212   0.01228  -0.0600   0.5444   1.0000
   4.500   0.8224   0.02261   0.01256  -0.0584   0.5098   1.0000
   4.750   0.8463   0.02305   0.01279  -0.0570   0.4797   1.0000
   5.000   0.8702   0.02359   0.01314  -0.0558   0.4535   1.0000
   5.250   0.8947   0.02427   0.01371  -0.0548   0.4319   1.0000
   5.500   0.9194   0.02500   0.01434  -0.0539   0.4130   1.0000
   5.750   0.9435   0.02573   0.01503  -0.0530   0.3939   1.0000
   6.000   0.9648   0.02627   0.01560  -0.0518   0.3673   1.0000
   6.250   0.9859   0.02677   0.01612  -0.0505   0.3416   1.0000
   6.500   1.0056   0.02723   0.01656  -0.0490   0.3122   1.0000
   6.750   1.0225   0.02792   0.01722  -0.0473   0.2728   1.0000
   7.000   1.0374   0.02958   0.01853  -0.0453   0.2214   1.0000
   7.250   1.0555   0.03182   0.02060  -0.0437   0.1801   1.0000
   7.500   1.0766   0.03350   0.02220  -0.0425   0.1596   1.0000
   7.750   1.0997   0.03532   0.02409  -0.0415   0.1473   1.0000
   8.000   1.1235   0.03723   0.02601  -0.0406   0.1398   1.0000
   8.250   1.1465   0.03957   0.02864  -0.0397   0.1339   1.0000
   8.500   1.1695   0.04148   0.03050  -0.0390   0.1293   1.0000
   8.750   1.1873   0.04455   0.03406  -0.0379   0.1254   1.0000
   9.000   1.2033   0.04756   0.03744  -0.0368   0.1219   1.0000
   9.250   1.2181   0.05079   0.04097  -0.0357   0.1199   1.0000
   9.500   1.2284   0.05471   0.04530  -0.0346   0.1190   1.0000
   9.750   1.2299   0.05950   0.05058  -0.0333   0.1190   1.0000
  10.000   1.2174   0.06550   0.05714  -0.0320   0.1199   1.0000
  10.250   1.1918   0.07222   0.06433  -0.0312   0.1215   1.0000
  10.500   1.1566   0.07900   0.07137  -0.0310   0.1232   1.0000
  10.750   1.1158   0.08683   0.07936  -0.0334   0.1252   1.0000
  11.000   1.0843   0.09558   0.08818  -0.0377   0.1271   1.0000
  11.250   1.0717   0.10286   0.09547  -0.0407   0.1286   1.0000
<< Back to GOE 235 (SCHTTE-LANZ) AIRFOIL (goe235-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 235 (SCHTTE-LANZ) AIRFOIL (goe235-il)