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=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe238-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 24.1 at α=5.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe238-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe238-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.2630   0.10932   0.10288  -0.0274   1.0000   0.0934
  -8.750  -0.2660   0.10820   0.10191  -0.0300   1.0000   0.0963
  -8.500  -0.2770   0.10805   0.10197  -0.0331   1.0000   0.0971
  -8.250  -0.2491   0.10161   0.09557  -0.0316   0.9928   0.1007
  -8.000  -0.2249   0.09775   0.09164  -0.0375   0.9181   0.1057
  -7.750  -0.2161   0.09624   0.09001  -0.0481   0.8825   0.1096
  -7.500  -0.1908   0.09089   0.08456  -0.0484   0.8654   0.1124
  -7.250  -0.1743   0.08776   0.08131  -0.0498   0.8479   0.1167
  -7.000  -0.1701   0.08637   0.07982  -0.0548   0.8309   0.1225
  -6.750  -0.1609   0.08349   0.07688  -0.0571   0.8173   0.1251
  -6.500  -0.1455   0.08029   0.07363  -0.0556   0.8058   0.1312
  -6.250  -0.1409   0.08008   0.07326  -0.0635   0.7936   0.1384
  -6.000  -0.1252   0.07550   0.06873  -0.0594   0.7837   0.1426
  -5.750  -0.1141   0.07460   0.06767  -0.0645   0.7732   0.1529
  -5.500  -0.1006   0.07089   0.06395  -0.0635   0.7648   0.1560
  -5.250  -0.0861   0.06832   0.06137  -0.0633   0.7558   0.1629
  -5.000  -0.0716   0.06610   0.05902  -0.0660   0.7477   0.1717
  -4.500  -0.0403   0.06128   0.05409  -0.0671   0.7318   0.1901
  -4.250  -0.0234   0.05922   0.05193  -0.0686   0.7241   0.2040
  -3.750   0.0096   0.05480   0.04741  -0.0688   0.7105   0.2378
  -3.500   0.0260   0.05273   0.04532  -0.0686   0.7030   0.2567
  -3.000   0.1182   0.04561   0.03648  -0.0802   0.6910   0.0970
  -2.750   0.1395   0.04354   0.03441  -0.0801   0.6845   0.0937
  -2.500   0.1687   0.04131   0.03162  -0.0807   0.6797   0.0862
  -2.250   0.1934   0.03987   0.02994  -0.0807   0.6730   0.0845
  -2.000   0.2188   0.03847   0.02824  -0.0807   0.6671   0.0846
  -1.750   0.2452   0.03710   0.02655  -0.0805   0.6627   0.0846
  -1.500   0.2698   0.03601   0.02525  -0.0804   0.6567   0.0840
  -1.250   0.2952   0.03496   0.02398  -0.0801   0.6511   0.0831
  -1.000   0.3220   0.03391   0.02263  -0.0797   0.6468   0.0824
  -0.750   0.3482   0.03311   0.02157  -0.0794   0.6418   0.0821
  -0.500   0.3735   0.03254   0.02079  -0.0791   0.6359   0.0825
  -0.250   0.4009   0.03198   0.01994  -0.0788   0.6316   0.0846
   0.000   0.4287   0.03133   0.01911  -0.0785   0.6283   0.0870
   0.250   0.4539   0.03121   0.01892  -0.0784   0.6227   0.0886
   0.500   0.4814   0.03101   0.01859  -0.0784   0.6178   0.0901
   0.750   0.5092   0.03073   0.01817  -0.0781   0.6140   0.0921
   1.000   0.5368   0.03046   0.01774  -0.0775   0.6110   0.0960
   1.250   0.5567   0.03086   0.01824  -0.0771   0.6051   0.1010
   1.500   0.5793   0.03110   0.01847  -0.0765   0.6008   0.1066
   1.750   0.6035   0.03120   0.01854  -0.0759   0.5974   0.1120
   2.000   0.6291   0.03124   0.01857  -0.0754   0.5947   0.1244
   2.250   0.6469   0.03203   0.01953  -0.0749   0.5890   0.1413
   2.500   0.6679   0.03238   0.02014  -0.0744   0.5844   0.1932
   2.750   0.7073   0.03119   0.02040  -0.0767   0.5811   1.0000
   3.000   0.7317   0.03174   0.02073  -0.0761   0.5785   1.0000
   3.250   0.7464   0.03311   0.02205  -0.0753   0.5732   1.0000
   3.500   0.7626   0.03430   0.02318  -0.0745   0.5680   1.0000
   3.750   0.7851   0.03496   0.02375  -0.0738   0.5643   1.0000
   4.000   0.8117   0.03525   0.02394  -0.0731   0.5613   1.0000
   4.250   0.8165   0.03728   0.02602  -0.0719   0.5527   1.0000
   4.500   0.8417   0.03747   0.02615  -0.0710   0.5475   1.0000
   4.750   0.8604   0.03813   0.02679  -0.0698   0.5405   1.0000
   5.000   0.8792   0.03866   0.02731  -0.0686   0.5323   1.0000
   5.250   0.9138   0.03791   0.02648  -0.0678   0.5281   1.0000
   5.500   0.9153   0.03992   0.02858  -0.0661   0.5173   1.0000
   5.750   0.9440   0.03983   0.02850  -0.0654   0.5132   1.0000
   6.000   0.9445   0.04206   0.03083  -0.0638   0.5038   1.0000
   6.250   0.9678   0.04239   0.03118  -0.0629   0.4986   1.0000
   6.500   1.0006   0.04196   0.03080  -0.0623   0.4954   1.0000
   6.750   0.9900   0.04499   0.03395  -0.0603   0.4835   1.0000
   7.000   1.0233   0.04442   0.03342  -0.0596   0.4798   1.0000
   7.250   1.0116   0.04746   0.03655  -0.0576   0.4674   1.0000
   7.500   1.0462   0.04669   0.03587  -0.0568   0.4637   1.0000
   7.750   1.0291   0.05002   0.03926  -0.0545   0.4505   1.0000
   8.000   1.0650   0.04910   0.03847  -0.0537   0.4472   1.0000
   8.250   1.0461   0.05298   0.04240  -0.0522   0.4330   1.0000
   8.500   1.0804   0.05194   0.04148  -0.0509   0.4298   1.0000
   8.750   1.0666   0.05567   0.04528  -0.0500   0.4157   1.0000
   9.250   1.0802   0.05922   0.04903  -0.0481   0.3969   1.0000
   9.500   1.0743   0.06260   0.05248  -0.0477   0.3845   1.0000
  10.000   1.0995   0.06452   0.05460  -0.0456   0.3677   1.0000
  10.250   1.0865   0.06903   0.05915  -0.0458   0.3545   1.0000
  10.500   1.0794   0.07278   0.06296  -0.0458   0.3427   1.0000
  10.750   1.1230   0.06866   0.05904  -0.0431   0.3375   1.0000
  11.000   1.1093   0.07352   0.06395  -0.0436   0.3251   1.0000
  11.250   1.1034   0.07733   0.06785  -0.0438   0.3143   1.0000
  11.500   1.1454   0.07312   0.06383  -0.0410   0.3083   1.0000
  11.750   1.1373   0.07710   0.06789  -0.0414   0.2962   1.0000
  12.000   1.1409   0.07912   0.07005  -0.0410   0.2847   1.0000
  12.250   1.1593   0.07855   0.06960  -0.0397   0.2734   1.0000
  12.500   1.1851   0.07675   0.06792  -0.0378   0.2611   1.0000
  12.750   1.2056   0.07590   0.06712  -0.0362   0.2472   1.0000
  13.000   1.2167   0.07659   0.06786  -0.0351   0.2315   1.0000
  13.250   1.2201   0.07857   0.06986  -0.0347   0.2150   1.0000
  13.500   1.2163   0.08190   0.07324  -0.0349   0.1977   1.0000
  13.750   1.2078   0.08626   0.07770  -0.0357   0.1794   1.0000
  14.000   1.2017   0.09033   0.08181  -0.0365   0.1606   1.0000
  14.250   1.2009   0.09354   0.08494  -0.0369   0.1445   1.0000
  14.500   1.2009   0.09670   0.08801  -0.0372   0.1323   1.0000
  14.750   1.2008   0.09996   0.09118  -0.0377   0.1230   1.0000
  15.000   1.2025   0.10283   0.09390  -0.0380   0.1155   1.0000
  15.250   1.2018   0.10654   0.09768  -0.0388   0.1088   1.0000
  15.500   1.2058   0.10907   0.10006  -0.0389   0.1032   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)