GOE 235 (SCHTTE-LANZ) AIRFOIL (goe235-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 235 (SCHTTE-LANZ) AIRFOIL (goe235-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.54 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe235-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe235-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.4381 0.11111 0.10374 -0.0020 1.0000 0.0964
-8.250 -0.4430 0.11023 0.10296 -0.0068 1.0000 0.0986
-8.000 -0.4434 0.10904 0.10186 -0.0148 1.0000 0.0994
-7.750 -0.4237 0.10197 0.09478 -0.0073 1.0000 0.1023
-7.500 -0.4137 0.09859 0.09144 -0.0075 1.0000 0.1053
-7.250 -0.4057 0.09565 0.08854 -0.0095 1.0000 0.1090
-7.000 -0.3994 0.09373 0.08665 -0.0174 1.0000 0.1139
-6.750 -0.3891 0.09040 0.08336 -0.0224 1.0000 0.1156
-6.500 -0.3776 0.08609 0.07912 -0.0187 1.0000 0.1185
-6.250 -0.3656 0.08297 0.07604 -0.0193 1.0000 0.1231
-6.000 -0.3491 0.08124 0.07420 -0.0306 1.0000 0.1313
-5.750 -0.3406 0.07676 0.06986 -0.0255 1.0000 0.1348
-5.250 -0.3142 0.07093 0.06409 -0.0291 1.0000 0.1511
-4.750 -0.2887 0.06545 0.05868 -0.0307 1.0000 0.1690
-4.250 -0.2620 0.06098 0.05419 -0.0327 1.0000 0.1957
-4.000 -0.2532 0.05815 0.05146 -0.0313 1.0000 0.2043
-3.750 -0.2421 0.05595 0.04928 -0.0310 1.0000 0.2208
-3.500 -0.2317 0.05383 0.04721 -0.0303 1.0000 0.2391
-3.000 -0.2123 0.05005 0.04350 -0.0283 1.0000 0.3014
-2.500 -0.0865 0.04162 0.03344 -0.0478 0.9928 0.1119
-2.250 -0.0424 0.03855 0.02998 -0.0518 0.9855 0.0950
-2.000 0.0048 0.03638 0.02706 -0.0556 0.9776 0.0844
-1.750 0.0432 0.03407 0.02465 -0.0587 0.9706 0.0822
-1.500 0.0823 0.03230 0.02263 -0.0614 0.9625 0.0809
-1.250 0.1216 0.03087 0.02089 -0.0640 0.9544 0.0816
-1.000 0.1635 0.02951 0.01924 -0.0668 0.9466 0.0819
-0.750 0.2031 0.02825 0.01775 -0.0690 0.9360 0.0811
-0.500 0.2453 0.02706 0.01635 -0.0714 0.9248 0.0807
-0.250 0.2867 0.02599 0.01508 -0.0733 0.9112 0.0807
0.000 0.3250 0.02510 0.01401 -0.0743 0.8951 0.0827
0.250 0.3613 0.02427 0.01303 -0.0747 0.8780 0.0857
0.500 0.3953 0.02341 0.01212 -0.0746 0.8596 0.0880
0.750 0.4266 0.02273 0.01139 -0.0740 0.8408 0.0900
1.000 0.4557 0.02219 0.01079 -0.0730 0.8222 0.0926
1.250 0.4833 0.02178 0.01029 -0.0717 0.8028 0.0980
1.500 0.5081 0.02140 0.00994 -0.0703 0.7798 0.1045
1.750 0.5335 0.02109 0.00960 -0.0688 0.7568 0.1112
2.000 0.5589 0.02081 0.00938 -0.0676 0.7343 0.1224
2.250 0.5847 0.02046 0.00927 -0.0666 0.7118 0.1554
2.500 0.6074 0.01856 0.00909 -0.0646 0.6899 1.0000
2.750 0.6325 0.01866 0.00896 -0.0630 0.6635 1.0000
3.000 0.6574 0.01878 0.00884 -0.0614 0.6347 1.0000
3.250 0.6817 0.01897 0.00882 -0.0599 0.6010 1.0000
3.500 0.7054 0.01923 0.00893 -0.0584 0.5592 1.0000
3.750 0.7287 0.01955 0.00910 -0.0570 0.5038 1.0000
4.000 0.7511 0.02001 0.00916 -0.0554 0.4521 1.0000
4.250 0.7738 0.02070 0.00946 -0.0542 0.4116 1.0000
4.500 0.7969 0.02148 0.00995 -0.0533 0.3784 1.0000
4.750 0.8201 0.02223 0.01050 -0.0525 0.3487 1.0000
5.000 0.8436 0.02293 0.01108 -0.0519 0.3236 1.0000
5.250 0.8672 0.02360 0.01167 -0.0513 0.3045 1.0000
5.500 0.8909 0.02427 0.01229 -0.0506 0.2887 1.0000
5.750 0.9146 0.02493 0.01296 -0.0500 0.2757 1.0000
6.000 0.9370 0.02564 0.01366 -0.0493 0.2572 1.0000
6.250 0.9579 0.02644 0.01436 -0.0485 0.2353 1.0000
6.500 0.9795 0.02719 0.01514 -0.0478 0.2135 1.0000
6.750 1.0013 0.02792 0.01601 -0.0471 0.1917 1.0000
7.000 1.0227 0.02868 0.01687 -0.0463 0.1636 1.0000
7.250 1.0449 0.02947 0.01778 -0.0455 0.1197 1.0000
7.500 1.0625 0.03079 0.01872 -0.0446 0.0966 1.0000
7.750 1.0794 0.03231 0.02006 -0.0435 0.0880 1.0000
8.000 1.0957 0.03390 0.02163 -0.0424 0.0823 1.0000
8.250 1.1108 0.03559 0.02330 -0.0411 0.0784 1.0000
8.500 1.1274 0.03709 0.02497 -0.0399 0.0756 1.0000
8.750 1.1433 0.03867 0.02672 -0.0386 0.0736 1.0000
9.000 1.1588 0.04033 0.02851 -0.0373 0.0718 1.0000
9.250 1.1741 0.04208 0.03037 -0.0360 0.0703 1.0000
9.500 1.1893 0.04399 0.03232 -0.0347 0.0688 1.0000
9.750 1.2053 0.04597 0.03442 -0.0335 0.0673 1.0000
10.000 1.2199 0.04796 0.03673 -0.0323 0.0656 1.0000
10.250 1.2328 0.05013 0.03917 -0.0311 0.0640 1.0000
10.500 1.2448 0.05249 0.04177 -0.0299 0.0629 1.0000
10.750 1.2550 0.05505 0.04459 -0.0287 0.0621 1.0000
11.000 1.2620 0.05781 0.04761 -0.0274 0.0615 1.0000
11.250 1.2643 0.06074 0.05080 -0.0259 0.0610 1.0000
11.500 1.2629 0.06390 0.05424 -0.0245 0.0605 1.0000
11.750 1.2584 0.06733 0.05791 -0.0236 0.0599 1.0000
12.000 1.2512 0.07110 0.06190 -0.0231 0.0594 1.0000
12.250 1.2412 0.07531 0.06632 -0.0232 0.0590 1.0000
12.500 1.2271 0.08017 0.07142 -0.0242 0.0587 1.0000
12.750 1.2039 0.08648 0.07801 -0.0267 0.0588 1.0000
13.000 1.1491 0.09912 0.09109 -0.0355 0.0603 1.0000
13.250 1.0567 0.12621 0.11856 -0.0552 0.0638 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 235 (SCHTTE-LANZ) AIRFOIL (goe235-il)