GOE 256 (JUNKERS E) AIRFOIL (goe256-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 256 (JUNKERS E) AIRFOIL (goe256-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.47 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe256-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe256-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3046 0.10655 0.09947 -0.0652 0.9617 0.1023
-8.750 -0.2815 0.10346 0.09633 -0.0655 0.9584 0.1001
-8.500 -0.2743 0.09980 0.09265 -0.0674 0.9533 0.0979
-8.000 -0.3384 0.08640 0.07911 -0.0771 0.9327 0.0894
-7.750 -0.3327 0.08264 0.07529 -0.0785 0.9272 0.0890
-7.500 -0.3367 0.07880 0.07134 -0.0791 0.9207 0.0889
-7.250 -0.3440 0.07504 0.06741 -0.0789 0.9133 0.0890
-7.000 -0.3427 0.07031 0.06236 -0.0806 0.9081 0.0893
-6.750 -0.3504 0.06729 0.05908 -0.0785 0.9002 0.0895
-6.500 -0.3389 0.06470 0.05642 -0.0782 0.8950 0.0902
-6.250 -0.3234 0.06127 0.05268 -0.0792 0.8908 0.0904
-6.000 -0.3214 0.05896 0.05013 -0.0769 0.8836 0.0906
-5.750 -0.3079 0.05651 0.04743 -0.0763 0.8779 0.0911
-5.500 -0.2842 0.05435 0.04506 -0.0772 0.8737 0.0926
-5.250 -0.2737 0.05279 0.04329 -0.0755 0.8669 0.0943
-5.000 -0.2565 0.05090 0.04108 -0.0748 0.8606 0.0963
-4.750 -0.2295 0.04864 0.03838 -0.0757 0.8563 0.0983
-4.500 -0.2143 0.04706 0.03642 -0.0742 0.8493 0.0994
-4.250 -0.1921 0.04546 0.03430 -0.0737 0.8429 0.1016
-4.000 -0.1594 0.04403 0.03277 -0.0751 0.8386 0.1048
-3.750 -0.1427 0.04327 0.03191 -0.0736 0.8306 0.1073
-3.500 -0.1144 0.04215 0.03054 -0.0738 0.8244 0.1101
-3.250 -0.0762 0.04094 0.02893 -0.0754 0.8204 0.1148
-3.000 -0.0624 0.04041 0.02832 -0.0734 0.8107 0.1178
-2.750 -0.0280 0.03948 0.02733 -0.0745 0.8054 0.1221
-2.500 -0.0016 0.03891 0.02661 -0.0742 0.7983 0.1270
-2.250 0.0250 0.03837 0.02591 -0.0739 0.7906 0.1323
-2.000 0.0658 0.03745 0.02500 -0.0758 0.7865 0.1388
-1.750 0.0824 0.03738 0.02483 -0.0740 0.7762 0.1448
-1.500 0.1208 0.03666 0.02408 -0.0755 0.7709 0.1535
-1.250 0.1438 0.03643 0.02379 -0.0746 0.7624 0.1617
-1.000 0.1732 0.03594 0.02334 -0.0748 0.7551 0.1734
-0.750 0.2135 0.03506 0.02252 -0.0764 0.7512 0.1920
-0.500 0.2245 0.03514 0.02274 -0.0739 0.7390 0.2109
-0.250 0.2606 0.03392 0.02211 -0.0749 0.7346 0.3040
0.000 0.3922 0.03188 0.02195 -0.0924 0.7344 1.0000
0.250 0.3973 0.03236 0.02225 -0.0886 0.7217 1.0000
0.500 0.4342 0.03198 0.02161 -0.0895 0.7165 1.0000
0.750 0.4379 0.03252 0.02202 -0.0855 0.7035 1.0000
1.000 0.4759 0.03209 0.02137 -0.0866 0.6984 1.0000
1.500 0.5169 0.03224 0.02123 -0.0836 0.6802 1.0000
1.750 0.5162 0.03295 0.02185 -0.0790 0.6662 1.0000
2.250 0.5550 0.03321 0.02188 -0.0758 0.6478 1.0000
2.500 0.5610 0.03386 0.02245 -0.0724 0.6357 1.0000
2.750 0.5937 0.03355 0.02200 -0.0726 0.6299 1.0000
3.000 0.5976 0.03437 0.02276 -0.0691 0.6173 1.0000
3.250 0.6327 0.03394 0.02222 -0.0696 0.6124 1.0000
3.500 0.6355 0.03492 0.02316 -0.0662 0.6000 1.0000
3.750 0.6714 0.03445 0.02259 -0.0668 0.5956 1.0000
4.000 0.6741 0.03557 0.02367 -0.0635 0.5835 1.0000
4.250 0.7097 0.03510 0.02312 -0.0640 0.5793 1.0000
4.500 0.7123 0.03638 0.02438 -0.0610 0.5679 1.0000
4.750 0.7459 0.03604 0.02396 -0.0612 0.5635 1.0000
5.000 0.7505 0.03735 0.02526 -0.0586 0.5532 1.0000
5.250 0.7801 0.03724 0.02510 -0.0585 0.5480 1.0000
5.750 0.8112 0.03883 0.02665 -0.0556 0.5332 1.0000
6.000 0.8459 0.03850 0.02629 -0.0561 0.5296 1.0000
6.250 0.8409 0.04072 0.02855 -0.0530 0.5195 1.0000
6.500 0.8676 0.04087 0.02869 -0.0527 0.5146 1.0000
6.750 0.9061 0.04033 0.02812 -0.0534 0.5116 1.0000
7.000 0.8850 0.04384 0.03172 -0.0494 0.5002 1.0000
7.250 0.9141 0.04390 0.03179 -0.0492 0.4964 1.0000
7.500 0.9530 0.04333 0.03121 -0.0499 0.4939 1.0000
7.750 0.9165 0.04835 0.03634 -0.0454 0.4812 1.0000
8.000 0.9492 0.04806 0.03607 -0.0455 0.4781 1.0000
8.500 0.9351 0.05447 0.04263 -0.0416 0.4620 1.0000
8.750 0.9697 0.05389 0.04209 -0.0416 0.4597 1.0000
9.250 0.9491 0.06148 0.04984 -0.0384 0.4428 1.0000
9.750 0.9476 0.06705 0.05553 -0.0361 0.4257 1.0000
10.000 0.9954 0.06414 0.05267 -0.0353 0.4231 1.0000
10.500 1.0060 0.06771 0.05636 -0.0329 0.4055 1.0000
11.000 1.0065 0.07287 0.06168 -0.0308 0.3881 1.0000
11.500 1.0161 0.07701 0.06600 -0.0291 0.3718 1.0000
12.000 1.0219 0.08161 0.07077 -0.0276 0.3545 1.0000
12.500 0.9729 0.09405 0.08339 -0.0280 0.3259 1.0000
12.750 1.0034 0.09244 0.08187 -0.0266 0.3222 1.0000
13.250 1.0042 0.09808 0.08768 -0.0261 0.3028 1.0000
13.750 0.9807 0.10778 0.09753 -0.0272 0.2780 1.0000
14.000 1.0046 0.10706 0.09690 -0.0261 0.2739 1.0000
14.500 1.0092 0.11281 0.10279 -0.0264 0.2580 1.0000
14.750 0.9862 0.12025 0.11027 -0.0284 0.2457 1.0000
15.000 1.0095 0.11955 0.10967 -0.0274 0.2427 1.0000
15.500 1.0000 0.12866 0.11891 -0.0297 0.2285 1.0000
16.000 0.9866 0.13897 0.12933 -0.0331 0.2154 1.0000
16.250 1.0070 0.13881 0.12927 -0.0323 0.2131 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 256 (JUNKERS E) AIRFOIL (goe256-il)