Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 256 (JUNKERS E) AIRFOIL (goe256-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 256 (JUNKERS E) AIRFOIL (goe256-il)