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

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
<< Back to GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe238-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe238-il)