GOE 256 (JUNKERS E) AIRFOIL (goe256-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 256 (JUNKERS E) AIRFOIL (goe256-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.19 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe256-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe256-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 256 (JUNKERS E) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.2702 0.15056 0.14326 -0.0418 1.0000 0.1846
-12.000 -0.2898 0.15145 0.14426 -0.0406 1.0000 0.1889
-11.750 -0.3239 0.15418 0.14714 -0.0395 1.0000 0.1902
-11.500 -0.2903 0.14648 0.13943 -0.0369 1.0000 0.1949
-11.250 -0.2910 0.14481 0.13782 -0.0347 1.0000 0.2002
-11.000 -0.3063 0.14469 0.13779 -0.0331 1.0000 0.2055
-10.750 -0.3420 0.14692 0.14016 -0.0318 1.0000 0.2080
-10.500 -0.3223 0.14144 0.13469 -0.0296 1.0000 0.2116
-10.250 -0.3182 0.13917 0.13246 -0.0275 1.0000 0.2169
-10.000 -0.3310 0.13848 0.13184 -0.0258 1.0000 0.2229
-9.750 -0.3712 0.14043 0.13394 -0.0247 1.0000 0.2261
-9.500 -0.3473 0.13493 0.12844 -0.0227 1.0000 0.2304
-9.250 -0.3448 0.13283 0.12637 -0.0207 1.0000 0.2367
-9.000 -0.3714 0.13304 0.12668 -0.0193 1.0000 0.2432
-8.750 -0.3817 0.13081 0.12454 -0.0179 1.0000 0.2467
-8.500 -0.3648 0.12763 0.12134 -0.0157 1.0000 0.2553
-8.250 -0.3988 0.12803 0.12187 -0.0141 1.0000 0.2621
-8.000 -0.3852 0.12413 0.11799 -0.0123 1.0000 0.2684
-7.750 -0.3928 0.12271 0.11663 -0.0103 1.0000 0.2778
-7.500 -0.4475 0.12392 0.11799 -0.0079 1.0000 0.2816
-7.250 -0.4024 0.11845 0.11247 -0.0064 1.0000 0.2930
-7.000 -0.4513 0.11903 0.11320 -0.0035 1.0000 0.2999
-6.750 -0.4209 0.11458 0.10874 -0.0021 1.0000 0.3094
-6.500 -0.4625 0.11451 0.10879 0.0014 1.0000 0.3182
-6.250 -0.4434 0.11081 0.10511 0.0029 1.0000 0.3278
-6.000 -0.4865 0.11050 0.10492 0.0070 1.0000 0.3370
-5.750 -0.4685 0.10711 0.10155 0.0088 1.0000 0.3485
-5.500 -0.5223 0.10629 0.10086 0.0114 1.0000 0.3590
-5.250 -0.5076 0.10366 0.09826 0.0146 1.0000 0.3746
-5.000 -0.5017 0.10105 0.09569 0.0175 1.0000 0.3896
-4.750 -0.5070 0.09889 0.09358 0.0206 1.0000 0.4079
-4.500 -0.5143 0.09691 0.09167 0.0239 1.0000 0.4294
-4.250 -0.5410 0.09535 0.09018 0.0271 1.0000 0.4551
-4.000 -0.5166 0.09280 0.08768 0.0318 1.0000 0.4814
-3.750 -0.5245 0.09109 0.08604 0.0368 1.0000 0.5157
-3.500 -0.5149 0.08936 0.08437 0.0419 1.0000 0.5551
-2.500 -0.4170 0.05802 0.04989 -0.0210 1.0000 0.2065
-2.250 -0.3990 0.05604 0.04773 -0.0213 1.0000 0.2022
-2.000 -0.2614 0.05379 0.04422 -0.0416 0.9467 0.1966
-1.750 -0.2128 0.05276 0.04273 -0.0460 0.9288 0.1978
-1.500 -0.1699 0.05218 0.04178 -0.0491 0.9123 0.2029
-1.250 -0.1288 0.05183 0.04093 -0.0518 0.8965 0.2080
-1.000 -0.0895 0.05141 0.04050 -0.0543 0.8820 0.2157
-0.750 -0.0425 0.05146 0.04021 -0.0576 0.8683 0.2264
-0.500 -0.0114 0.05125 0.04009 -0.0585 0.8543 0.2371
-0.250 0.0156 0.05139 0.04016 -0.0588 0.8405 0.2496
0.000 0.0500 0.05160 0.04035 -0.0601 0.8275 0.2674
0.250 0.1028 0.05155 0.04048 -0.0638 0.8165 0.3062
0.500 0.1161 0.05159 0.04086 -0.0623 0.8032 0.3484
0.750 0.1671 0.05011 0.04125 -0.0652 0.7911 1.0000
1.000 0.2086 0.05097 0.04162 -0.0673 0.7805 1.0000
1.250 0.2193 0.05199 0.04243 -0.0656 0.7680 1.0000
1.500 0.2345 0.05311 0.04335 -0.0646 0.7565 1.0000
1.750 0.2762 0.05388 0.04385 -0.0667 0.7472 1.0000
2.000 0.2741 0.05533 0.04520 -0.0638 0.7356 1.0000
2.250 0.3071 0.05631 0.04598 -0.0649 0.7270 1.0000
2.500 0.3107 0.05780 0.04738 -0.0628 0.7168 1.0000
2.750 0.3361 0.05896 0.04839 -0.0631 0.7083 1.0000
3.000 0.3400 0.06066 0.05002 -0.0614 0.6999 1.0000
3.250 0.3809 0.06156 0.05076 -0.0632 0.6932 1.0000
3.500 0.3650 0.06390 0.05308 -0.0599 0.6854 1.0000
3.750 0.3927 0.06512 0.05420 -0.0605 0.6784 1.0000
4.000 0.3990 0.06713 0.05616 -0.0593 0.6727 1.0000
4.250 0.3969 0.06950 0.05850 -0.0578 0.6692 1.0000
4.500 0.4047 0.07157 0.06053 -0.0571 0.6653 1.0000
4.750 0.4462 0.07271 0.06156 -0.0588 0.6583 1.0000
5.000 0.4404 0.07543 0.06428 -0.0573 0.6571 1.0000
5.250 0.4499 0.07809 0.06692 -0.0573 0.6580 1.0000
5.500 0.3373 0.08614 0.07525 -0.0526 0.7585 1.0000
5.750 0.3543 0.08805 0.07713 -0.0528 0.7512 1.0000
6.000 0.3839 0.09128 0.08029 -0.0548 0.7472 1.0000
6.250 0.3813 0.09251 0.08151 -0.0529 0.7435 1.0000
6.500 0.3918 0.09399 0.08297 -0.0523 0.7344 1.0000
6.750 0.4264 0.09769 0.08664 -0.0549 0.7293 1.0000
7.000 0.4170 0.09835 0.08731 -0.0522 0.7243 1.0000
7.250 0.4321 0.10028 0.08923 -0.0523 0.7159 1.0000
7.500 0.4696 0.10466 0.09358 -0.0552 0.7112 1.0000
7.750 0.4530 0.10434 0.09330 -0.0517 0.7024 1.0000
8.000 0.4803 0.10744 0.09639 -0.0533 0.6954 1.0000
8.250 0.4805 0.10899 0.09796 -0.0520 0.6886 1.0000
8.500 0.5014 0.11145 0.10044 -0.0527 0.6788 1.0000
8.750 0.5066 0.11348 0.10250 -0.0521 0.6715 1.0000
9.000 0.5310 0.11625 0.10530 -0.0531 0.6605 1.0000
9.250 0.5294 0.11764 0.10672 -0.0518 0.6505 1.0000
9.500 0.5706 0.12242 0.11154 -0.0547 0.6414 1.0000
9.750 0.5612 0.12257 0.11173 -0.0525 0.6282 1.0000
10.000 0.5667 0.12471 0.11392 -0.0520 0.6172 1.0000
10.250 0.5957 0.12865 0.11791 -0.0536 0.6068 1.0000
10.500 0.6100 0.13086 0.12019 -0.0536 0.5920 1.0000
10.750 0.6083 0.13231 0.12168 -0.0527 0.5780 1.0000
11.000 0.6142 0.13464 0.12406 -0.0524 0.5646 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 256 (JUNKERS E) AIRFOIL (goe256-il)