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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe238-il)