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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 235 (SCHTTE-LANZ) AIRFOIL (goe235-il)