GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe238-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe238-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.23 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe238-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe238-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2955 0.11835 0.11357 -0.0223 1.0000 0.0598
-9.750 -0.3020 0.11821 0.11353 -0.0263 1.0000 0.0603
-9.500 -0.3080 0.11762 0.11307 -0.0303 1.0000 0.0605
-9.250 -0.2733 0.10833 0.10376 -0.0259 1.0000 0.0622
-9.000 -0.2634 0.10516 0.10066 -0.0267 1.0000 0.0635
-8.750 -0.2557 0.10237 0.09796 -0.0281 1.0000 0.0650
-8.500 -0.2499 0.09987 0.09558 -0.0297 1.0000 0.0665
-8.250 -0.2416 0.09729 0.09312 -0.0333 0.9790 0.0682
-8.000 -0.2179 0.09474 0.09045 -0.0510 0.9182 0.0704
-7.750 -0.1924 0.08920 0.08479 -0.0556 0.8964 0.0713
-7.500 -0.1634 0.08436 0.07980 -0.0547 0.8790 0.0738
-7.250 -0.1518 0.08176 0.07711 -0.0564 0.8605 0.0763
-7.000 -0.1451 0.07965 0.07492 -0.0590 0.8442 0.0791
-6.750 -0.1412 0.07904 0.07418 -0.0675 0.8288 0.0817
-6.500 -0.1314 0.07573 0.07081 -0.0694 0.8171 0.0827
-6.250 -0.1182 0.07205 0.06713 -0.0664 0.8074 0.0842
-6.000 -0.1054 0.06953 0.06458 -0.0663 0.7970 0.0866
-5.750 -0.0920 0.06724 0.06222 -0.0679 0.7872 0.0900
-5.500 -0.0732 0.06614 0.06079 -0.0759 0.7782 0.0951
-5.250 -0.0624 0.06230 0.05707 -0.0733 0.7691 0.0968
-5.000 -0.0481 0.05999 0.05470 -0.0724 0.7616 0.1003
-4.750 -0.0248 0.05848 0.05292 -0.0775 0.7526 0.1091
-4.500 -0.0124 0.05551 0.05002 -0.0754 0.7460 0.1123
-4.000 0.0272 0.05139 0.04567 -0.0776 0.7313 0.1260
-3.750 0.0534 0.05063 0.04457 -0.0799 0.7246 0.1385
-3.500 0.0678 0.04755 0.04164 -0.0786 0.7174 0.1421
-3.250 0.0919 0.04613 0.03994 -0.0797 0.7119 0.1552
-3.000 0.1102 0.04414 0.03803 -0.0791 0.7048 0.1629
-2.750 0.1319 0.04240 0.03618 -0.0794 0.6989 0.1758
-2.500 0.1537 0.04082 0.03445 -0.0792 0.6946 0.1927
-2.250 0.1753 0.03973 0.03328 -0.0797 0.6878 0.2191
-2.000 0.1944 0.03797 0.03155 -0.0789 0.6824 0.2405
-1.750 0.1991 0.02019 0.01436 -0.0730 0.6675 0.2754
-0.250 0.4011 0.03003 0.02134 -0.0800 0.6492 0.1362
0.000 0.4305 0.02889 0.01980 -0.0792 0.6459 0.1214
0.250 0.4562 0.02812 0.01895 -0.0788 0.6418 0.1164
0.500 0.4813 0.02785 0.01849 -0.0785 0.6364 0.1113
0.750 0.5077 0.02762 0.01811 -0.0780 0.6327 0.1093
1.000 0.5342 0.02724 0.01773 -0.0776 0.6298 0.1121
1.250 0.5612 0.02701 0.01746 -0.0771 0.6274 0.1152
1.500 0.5808 0.02771 0.01830 -0.0769 0.6222 0.1167
1.750 0.6034 0.02801 0.01865 -0.0764 0.6177 0.1195
2.000 0.6289 0.02803 0.01867 -0.0758 0.6143 0.1249
2.250 0.6567 0.02790 0.01849 -0.0752 0.6115 0.1382
2.500 0.6742 0.02898 0.01969 -0.0748 0.6059 0.1525
2.750 0.6949 0.02925 0.02038 -0.0744 0.6005 0.2500
3.000 0.7497 0.02742 0.01967 -0.0780 0.5962 1.0000
3.250 0.7722 0.02801 0.02014 -0.0772 0.5915 1.0000
3.500 0.7869 0.02945 0.02160 -0.0765 0.5847 1.0000
3.750 0.8136 0.02948 0.02152 -0.0756 0.5805 1.0000
4.000 0.8460 0.02896 0.02083 -0.0747 0.5775 1.0000
4.250 0.8533 0.03093 0.02293 -0.0738 0.5676 1.0000
4.500 0.8821 0.03073 0.02266 -0.0730 0.5637 1.0000
4.750 0.9133 0.03046 0.02229 -0.0723 0.5612 1.0000
5.000 0.9131 0.03336 0.02540 -0.0714 0.5516 1.0000
5.250 0.9413 0.03325 0.02527 -0.0706 0.5477 1.0000
5.500 0.9767 0.03247 0.02440 -0.0700 0.5451 1.0000
5.750 0.9750 0.03526 0.02738 -0.0686 0.5342 1.0000
6.000 1.0104 0.03432 0.02642 -0.0679 0.5306 1.0000
6.250 1.0178 0.03615 0.02837 -0.0666 0.5214 1.0000
6.500 1.0470 0.03576 0.02800 -0.0657 0.5161 1.0000
6.750 1.0891 0.03418 0.02639 -0.0653 0.5132 1.0000
7.000 1.0944 0.03579 0.02815 -0.0635 0.5013 1.0000
7.250 1.1467 0.03275 0.02502 -0.0633 0.4971 1.0000
7.500 1.1600 0.03340 0.02582 -0.0616 0.4855 1.0000
7.750 1.2078 0.03095 0.02326 -0.0616 0.4804 1.0000
8.000 1.2234 0.03123 0.02369 -0.0598 0.4683 1.0000
8.250 1.2506 0.03052 0.02305 -0.0588 0.4584 1.0000
8.500 1.2842 0.02944 0.02197 -0.0583 0.4501 1.0000
8.750 1.3021 0.02957 0.02224 -0.0567 0.4383 1.0000
9.000 1.3290 0.02885 0.02159 -0.0557 0.4273 1.0000
9.250 1.3612 0.02781 0.02052 -0.0551 0.4169 1.0000
9.500 1.3772 0.02785 0.02072 -0.0533 0.4031 1.0000
9.750 1.3939 0.02776 0.02075 -0.0514 0.3886 1.0000
10.000 1.4089 0.02778 0.02092 -0.0494 0.3735 1.0000
10.250 1.4217 0.02775 0.02096 -0.0471 0.3558 1.0000
10.500 1.4255 0.02840 0.02174 -0.0442 0.3357 1.0000
10.750 1.4247 0.02918 0.02255 -0.0407 0.3147 1.0000
11.000 1.4178 0.03044 0.02374 -0.0370 0.2923 1.0000
11.250 1.4061 0.03253 0.02566 -0.0342 0.2691 1.0000
11.500 1.3913 0.03547 0.02844 -0.0323 0.2463 1.0000
11.750 1.3748 0.03894 0.03174 -0.0308 0.2238 1.0000
12.000 1.3573 0.04287 0.03556 -0.0299 0.2010 1.0000
12.250 1.3395 0.04711 0.03971 -0.0294 0.1778 1.0000
12.500 1.3245 0.05131 0.04381 -0.0292 0.1559 1.0000
12.750 1.3128 0.05519 0.04755 -0.0290 0.1402 1.0000
13.000 1.3049 0.05869 0.05093 -0.0287 0.1286 1.0000
13.250 1.3003 0.06178 0.05388 -0.0283 0.1195 1.0000
13.500 1.2998 0.06445 0.05644 -0.0277 0.1114 1.0000
13.750 1.3043 0.06658 0.05853 -0.0268 0.1040 1.0000
14.000 1.3141 0.06787 0.05962 -0.0253 0.0967 1.0000
14.250 1.3215 0.06987 0.06170 -0.0244 0.0908 1.0000
14.500 1.3448 0.06994 0.06160 -0.0219 0.0841 1.0000
14.750 1.3549 0.07196 0.06376 -0.0211 0.0796 1.0000
15.000 1.3892 0.07209 0.06371 -0.0184 0.0730 1.0000
15.250 1.3935 0.07501 0.06689 -0.0181 0.0706 1.0000
15.500 1.4012 0.07773 0.06980 -0.0176 0.0679 1.0000
15.750 1.4425 0.07939 0.07131 -0.0156 0.0629 1.0000
16.000 1.4290 0.08356 0.07580 -0.0162 0.0622 1.0000
16.250 1.4166 0.08808 0.08062 -0.0171 0.0617 1.0000
16.500 1.4027 0.09298 0.08581 -0.0183 0.0613 1.0000
16.750 1.3860 0.09842 0.09154 -0.0200 0.0609 1.0000
17.000 1.3673 0.10436 0.09775 -0.0222 0.0608 1.0000
17.250 1.3463 0.11090 0.10455 -0.0250 0.0608 1.0000
17.500 1.3225 0.11823 0.11214 -0.0287 0.0610 1.0000
17.750 1.2965 0.12637 0.12052 -0.0331 0.0613 1.0000
18.000 1.2694 0.13530 0.12966 -0.0383 0.0618 1.0000
18.250 1.2401 0.14543 0.13997 -0.0444 0.0624 1.0000
18.500 1.2136 0.15592 0.15058 -0.0506 0.0630 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe238-il)