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