GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 53.33 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe319-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe319-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2401 0.10016 0.09566 -0.0278 1.0000 0.0715
-7.750 -0.2643 0.10062 0.09627 -0.0229 1.0000 0.0717
-7.500 -0.2930 0.10149 0.09728 -0.0176 1.0000 0.0717
-7.250 -0.2879 0.09955 0.09537 -0.0226 0.9932 0.0734
-7.000 -0.2519 0.09639 0.09209 -0.0459 0.9760 0.0751
-6.750 -0.2313 0.09028 0.08605 -0.0414 0.9736 0.0763
-6.500 -0.2023 0.08588 0.08163 -0.0442 0.9685 0.0784
-6.250 -0.1742 0.08213 0.07786 -0.0500 0.9592 0.0817
-6.000 -0.1279 0.07984 0.07525 -0.0712 0.9443 0.0870
-5.750 -0.1045 0.07380 0.06936 -0.0697 0.9415 0.0885
-5.500 -0.0800 0.07031 0.06587 -0.0714 0.9334 0.0909
-5.250 -0.0464 0.06687 0.06236 -0.0770 0.9255 0.0954
-5.000 -0.0088 0.06447 0.05964 -0.0875 0.9128 0.1008
-4.750 0.0158 0.06016 0.05543 -0.0879 0.9072 0.1031
-4.500 0.0355 0.05779 0.05303 -0.0886 0.8962 0.1067
-4.250 0.0784 0.05554 0.05041 -0.0963 0.8885 0.1157
-4.000 0.0903 0.05264 0.04763 -0.0945 0.8768 0.1182
-3.750 0.1275 0.05186 0.04643 -0.0988 0.8683 0.1310
-3.500 0.1405 0.04832 0.04308 -0.0974 0.8580 0.1337
-3.250 0.1649 0.04636 0.04105 -0.0978 0.8500 0.1418
-3.000 0.1885 0.04438 0.03893 -0.0986 0.8397 0.1509
-2.750 0.2156 0.04321 0.03751 -0.0996 0.8309 0.1654
-2.500 0.2353 0.04087 0.03525 -0.0988 0.8220 0.1725
-2.250 0.2592 0.03925 0.03351 -0.0989 0.8135 0.1874
-2.000 0.2828 0.03768 0.03185 -0.0987 0.8046 0.2050
-1.750 0.3066 0.03637 0.03040 -0.0986 0.7962 0.2328
-0.250 0.4928 0.02726 0.01920 -0.0955 0.7344 0.1329
0.000 0.5232 0.02626 0.01776 -0.0944 0.7258 0.1133
0.250 0.5506 0.02512 0.01649 -0.0937 0.7166 0.1104
0.500 0.5778 0.02441 0.01560 -0.0929 0.7075 0.1099
0.750 0.6058 0.02362 0.01465 -0.0920 0.6982 0.1085
1.000 0.6323 0.02305 0.01397 -0.0911 0.6882 0.1077
1.250 0.6605 0.02238 0.01318 -0.0901 0.6792 0.1086
1.500 0.6857 0.02202 0.01280 -0.0891 0.6680 0.1113
1.750 0.7138 0.02133 0.01207 -0.0882 0.6598 0.1184
2.000 0.7378 0.02111 0.01189 -0.0871 0.6476 0.1274
2.250 0.7648 0.02071 0.01145 -0.0862 0.6371 0.1427
2.500 0.8060 0.01835 0.01068 -0.0877 0.6258 1.0000
2.750 0.8305 0.01844 0.01056 -0.0866 0.6121 1.0000
3.000 0.8557 0.01847 0.01042 -0.0855 0.5985 1.0000
3.250 0.8815 0.01847 0.01025 -0.0846 0.5848 1.0000
3.500 0.9074 0.01847 0.01008 -0.0836 0.5702 1.0000
3.750 0.9326 0.01852 0.00997 -0.0826 0.5541 1.0000
4.000 0.9569 0.01864 0.00996 -0.0815 0.5357 1.0000
4.250 0.9805 0.01882 0.01000 -0.0803 0.5157 1.0000
4.500 1.0041 0.01906 0.01009 -0.0792 0.4952 1.0000
4.750 1.0278 0.01936 0.01022 -0.0782 0.4754 1.0000
5.000 1.0513 0.01973 0.01042 -0.0772 0.4569 1.0000
5.250 1.0746 0.02015 0.01071 -0.0763 0.4399 1.0000
5.500 1.0977 0.02062 0.01106 -0.0754 0.4243 1.0000
5.750 1.1208 0.02113 0.01149 -0.0746 0.4105 1.0000
6.000 1.1443 0.02168 0.01194 -0.0738 0.3986 1.0000
6.500 1.1913 0.02281 0.01292 -0.0724 0.3773 1.0000
6.750 1.2150 0.02344 0.01348 -0.0718 0.3682 1.0000
7.000 1.2385 0.02406 0.01406 -0.0712 0.3593 1.0000
7.250 1.2617 0.02480 0.01479 -0.0706 0.3515 1.0000
7.500 1.2851 0.02549 0.01547 -0.0700 0.3437 1.0000
7.750 1.3092 0.02630 0.01624 -0.0696 0.3370 1.0000
8.000 1.3303 0.02709 0.01713 -0.0688 0.3297 1.0000
8.500 1.3749 0.02882 0.01892 -0.0676 0.3166 1.0000
8.750 1.3984 0.02965 0.01976 -0.0671 0.3105 1.0000
9.000 1.4222 0.03068 0.02078 -0.0668 0.3049 1.0000
9.250 1.4387 0.03172 0.02204 -0.0655 0.2986 1.0000
9.500 1.4639 0.03257 0.02283 -0.0653 0.2926 1.0000
9.750 1.4813 0.03381 0.02423 -0.0642 0.2868 1.0000
10.000 1.4976 0.03495 0.02554 -0.0629 0.2808 1.0000
10.250 1.5242 0.03595 0.02644 -0.0630 0.2756 1.0000
10.500 1.5360 0.03748 0.02826 -0.0613 0.2703 1.0000
10.750 1.5493 0.03876 0.02972 -0.0598 0.2645 1.0000
11.000 1.5767 0.03973 0.03058 -0.0600 0.2592 1.0000
11.250 1.5821 0.04155 0.03271 -0.0577 0.2543 1.0000
11.500 1.5906 0.04301 0.03440 -0.0557 0.2488 1.0000
11.750 1.6186 0.04376 0.03503 -0.0559 0.2432 1.0000
12.000 1.6185 0.04580 0.03736 -0.0532 0.2387 1.0000
12.250 1.6180 0.04763 0.03946 -0.0505 0.2339 1.0000
12.500 1.6363 0.04864 0.04048 -0.0497 0.2290 1.0000
12.750 1.6525 0.05028 0.04218 -0.0489 0.2247 1.0000
13.000 1.6267 0.05313 0.04541 -0.0440 0.2218 1.0000
13.250 1.6049 0.05603 0.04857 -0.0400 0.2188 1.0000
13.500 1.6087 0.05775 0.05039 -0.0383 0.2148 1.0000
13.750 1.3936 0.08067 0.07403 -0.0368 0.2183 1.0000
14.000 1.3997 0.08285 0.07627 -0.0365 0.2143 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il)