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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe238-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.77 at α=-3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe238-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe238-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.3080   0.12779   0.12094  -0.0170   1.0000   0.1177
 -10.250  -0.3081   0.12662   0.11985  -0.0192   1.0000   0.1210
 -10.000  -0.3164   0.12725   0.12061  -0.0222   1.0000   0.1223
  -9.750  -0.2934   0.11983   0.11322  -0.0213   1.0000   0.1254
  -9.500  -0.2817   0.11626   0.10970  -0.0217   1.0000   0.1303
  -9.250  -0.2808   0.11475   0.10829  -0.0235   1.0000   0.1354
  -9.000  -0.2913   0.11545   0.10917  -0.0267   1.0000   0.1373
  -8.750  -0.2680   0.10860   0.10235  -0.0257   1.0000   0.1414
  -8.500  -0.2588   0.10558   0.09943  -0.0262   1.0000   0.1466
  -8.250  -0.2613   0.10442   0.09843  -0.0280   1.0000   0.1511
  -8.000  -0.2788   0.10518   0.09947  -0.0292   1.0000   0.1527
  -7.750  -0.3072   0.10633   0.10089  -0.0249   1.0000   0.1527
  -7.500  -0.3380   0.10749   0.10221  -0.0190   1.0000   0.1524
  -7.250  -0.3522   0.10857   0.10335  -0.0251   0.9908   0.1533
  -7.000  -0.3099   0.09994   0.09471  -0.0223   0.9867   0.1611
  -6.750  -0.2942   0.09922   0.09390  -0.0385   0.9663   0.1689
  -6.500  -0.2561   0.09173   0.08642  -0.0368   0.9600   0.1774
  -6.250  -0.2355   0.08872   0.08337  -0.0461   0.9461   0.1867
  -6.000  -0.2119   0.08668   0.08121  -0.0547   0.9331   0.2005
  -5.750  -0.1776   0.08251   0.07695  -0.0616   0.9248   0.2166
  -5.500  -0.1519   0.07735   0.07185  -0.0600   0.9157   0.2285
  -5.250  -0.1279   0.07433   0.06877  -0.0647   0.9060   0.2463
  -4.750  -0.0985   0.06985   0.06420  -0.0692   0.8847   0.2832
  -4.500  -0.0737   0.06619   0.06056  -0.0687   0.8775   0.3084
  -4.250  -0.0725   0.06512   0.05948  -0.0680   0.8666   0.3342
  -4.000   0.3227   0.03846   0.03249  -0.0857   0.8819   1.0000
  -3.750   0.3397   0.03740   0.03140  -0.0876   0.8703   1.0000
  -3.500   0.3560   0.03644   0.03040  -0.0893   0.8603   1.0000
  -3.250  -0.0557   0.05764   0.05233  -0.0473   0.8364   0.5265
  -3.000  -0.0530   0.05618   0.05093  -0.0408   0.8299   0.5838
  -2.750   0.0958   0.04866   0.04325  -0.0427   0.8288   0.7710
  -2.500  -0.0452   0.05354   0.04841  -0.0292   0.8169   0.6676
  -2.000  -0.0662   0.05240   0.04736  -0.0229   0.8056   0.6898
  -1.750  -0.0855   0.05223   0.04722  -0.0200   0.8005   0.6887
  -1.500  -0.0705   0.05063   0.04562  -0.0199   0.7961   0.7008
  -1.250  -0.0592   0.04950   0.04444  -0.0226   0.7920   0.6969
  -1.000  -0.0563   0.04908   0.04395  -0.0255   0.7887   0.6835
  -0.500   0.2054   0.04976   0.04160  -0.0847   0.7769   0.2749
  -0.250   0.2090   0.05061   0.04211  -0.0827   0.7749   0.2449
   0.000   0.2226   0.05135   0.04235  -0.0816   0.7732   0.2160
   0.250   0.2371   0.05170   0.04240  -0.0808   0.7731   0.2001
   0.500   0.2514   0.05173   0.04235  -0.0802   0.7737   0.1920
   0.750   0.2682   0.05240   0.04267  -0.0796   0.7742   0.1829
   1.000   0.2843   0.05282   0.04295  -0.0792   0.7749   0.1804
   1.250   0.3038   0.05343   0.04337  -0.0792   0.7765   0.1789
   1.500   0.2686   0.05518   0.04520  -0.0746   0.8037   0.1784
   1.750   0.0248   0.05280   0.04424  -0.0419   1.0000   0.2256
   2.000   0.0509   0.05328   0.04417  -0.0423   1.0000   0.1998
   2.250   0.0773   0.05340   0.04402  -0.0432   0.9986   0.1869
   2.500   0.1147   0.05447   0.04483  -0.0460   0.9914   0.1787
   2.750   0.1550   0.05607   0.04614  -0.0493   0.9830   0.1761
   3.000   0.1937   0.05750   0.04729  -0.0526   0.9712   0.1750
   3.500   0.2778   0.06114   0.05037  -0.0600   0.9421   0.1746
   3.750   0.3113   0.06253   0.05165  -0.0624   0.9211   0.1817
   4.000   0.3492   0.06416   0.05327  -0.0652   0.8983   0.1916
   4.250   0.3895   0.06627   0.05535  -0.0683   0.8782   0.2048
   4.500   0.4309   0.06872   0.05793  -0.0717   0.8593   0.2414
   4.750   0.4541   0.06778   0.05874  -0.0727   0.8351   1.0000
   5.000   0.4834   0.07008   0.06044  -0.0733   0.8144   1.0000
   5.250   0.5157   0.07293   0.06302  -0.0749   0.7949   1.0000
   5.500   0.5382   0.07544   0.06539  -0.0754   0.7761   1.0000
   5.750   0.5466   0.07681   0.06670  -0.0740   0.7534   1.0000
   6.000   0.5693   0.07924   0.06905  -0.0745   0.7325   1.0000
   6.250   0.5908   0.08184   0.07159  -0.0749   0.7143   1.0000
   6.500   0.6073   0.08432   0.07404  -0.0749   0.6975   1.0000
   6.750   0.6217   0.08673   0.07643  -0.0748   0.6810   1.0000
   7.000   0.6322   0.08906   0.07874  -0.0743   0.6659   1.0000
   7.250   0.6420   0.09161   0.08129  -0.0741   0.6537   1.0000
   7.500   0.6791   0.09566   0.08533  -0.0761   0.6440   1.0000
   7.750   0.6666   0.09678   0.08646  -0.0741   0.6326   1.0000
   8.000   0.6842   0.10004   0.08972  -0.0747   0.6249   1.0000
   8.250   0.6969   0.10233   0.09205  -0.0745   0.6129   1.0000
   8.500   0.7003   0.10502   0.09475  -0.0742   0.6069   1.0000
   8.750   0.7112   0.10743   0.09720  -0.0742   0.5976   1.0000
   9.000   0.7321   0.11127   0.10107  -0.0752   0.5929   1.0000
   9.250   0.7279   0.11264   0.10247  -0.0741   0.5822   1.0000
   9.500   0.7612   0.11730   0.10718  -0.0758   0.5772   1.0000
   9.750   0.7433   0.11798   0.10789  -0.0742   0.5686   1.0000
  10.000   0.7660   0.12154   0.11154  -0.0751   0.5626   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)