GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 55.24 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe319-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe319-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2488 0.11501 0.10994 -0.0283 1.0000 0.0507
-9.500 -0.2477 0.11299 0.10798 -0.0307 1.0000 0.0512
-9.250 -0.2491 0.11119 0.10626 -0.0332 1.0000 0.0514
-9.000 -0.2402 0.10760 0.10274 -0.0329 1.0000 0.0517
-8.750 -0.2306 0.10431 0.09949 -0.0321 1.0000 0.0523
-8.500 -0.2273 0.10199 0.09725 -0.0316 1.0000 0.0530
-8.250 -0.2207 0.09949 0.09482 -0.0326 0.9943 0.0539
-8.000 -0.2024 0.09602 0.09135 -0.0371 0.9791 0.0558
-7.750 -0.1875 0.09301 0.08834 -0.0450 0.9590 0.0581
-7.500 -0.1714 0.08983 0.08512 -0.0573 0.9374 0.0587
-7.250 -0.1537 0.08557 0.08087 -0.0546 0.9288 0.0594
-7.000 -0.1367 0.08226 0.07755 -0.0556 0.9162 0.0604
-6.750 -0.1206 0.07923 0.07449 -0.0580 0.9029 0.0616
-6.500 -0.1048 0.07628 0.07149 -0.0611 0.8897 0.0632
-6.250 -0.0886 0.07343 0.06858 -0.0656 0.8751 0.0654
-6.000 -0.0612 0.07082 0.06567 -0.0778 0.8595 0.0671
-5.750 -0.0501 0.06713 0.06205 -0.0758 0.8491 0.0677
-5.500 -0.0367 0.06433 0.05925 -0.0743 0.8394 0.0689
-5.250 -0.0198 0.06187 0.05677 -0.0750 0.8279 0.0712
-5.000 0.0048 0.05936 0.05409 -0.0789 0.8181 0.0754
-4.750 0.0361 0.05669 0.05108 -0.0850 0.8077 0.0775
-4.500 0.0515 0.05360 0.04802 -0.0843 0.7986 0.0784
-4.250 0.0704 0.05112 0.04550 -0.0844 0.7896 0.0799
-4.000 0.0924 0.04887 0.04316 -0.0852 0.7806 0.0820
-3.750 0.1296 0.04782 0.04158 -0.0891 0.7721 0.0887
-3.500 0.1516 0.04481 0.03846 -0.0898 0.7640 0.0896
-3.250 0.1716 0.04218 0.03583 -0.0897 0.7557 0.0908
-3.000 0.1938 0.04021 0.03381 -0.0897 0.7480 0.0934
-2.750 0.2254 0.03916 0.03232 -0.0910 0.7394 0.1029
-2.500 0.2583 0.03357 0.02616 -0.0914 0.7338 0.0592
-2.250 0.2829 0.03200 0.02450 -0.0913 0.7249 0.0568
-2.000 0.3099 0.03018 0.02241 -0.0912 0.7177 0.0547
-1.750 0.3401 0.02779 0.01937 -0.0909 0.7104 0.0513
-1.500 0.3665 0.02653 0.01792 -0.0906 0.7021 0.0510
-1.250 0.3942 0.02528 0.01627 -0.0901 0.6938 0.0514
-1.000 0.4195 0.02445 0.01542 -0.0897 0.6829 0.0527
-0.750 0.4456 0.02357 0.01433 -0.0890 0.6703 0.0535
-0.500 0.4725 0.02259 0.01305 -0.0882 0.6581 0.0534
-0.250 0.4991 0.02174 0.01198 -0.0875 0.6455 0.0534
0.000 0.5257 0.02105 0.01114 -0.0869 0.6343 0.0538
0.250 0.5530 0.02043 0.01035 -0.0863 0.6262 0.0543
0.500 0.5794 0.01993 0.00981 -0.0857 0.6159 0.0552
0.750 0.6063 0.01952 0.00926 -0.0851 0.6073 0.0575
1.000 0.6323 0.01915 0.00889 -0.0846 0.5970 0.0598
1.250 0.6584 0.01882 0.00856 -0.0840 0.5881 0.0618
1.500 0.6843 0.01854 0.00825 -0.0833 0.5782 0.0639
1.750 0.7102 0.01835 0.00798 -0.0826 0.5681 0.0665
2.000 0.7365 0.01819 0.00776 -0.0820 0.5579 0.0709
2.250 0.7626 0.01813 0.00767 -0.0815 0.5459 0.0791
2.500 0.7889 0.01805 0.00754 -0.0809 0.5344 0.0929
2.750 0.8153 0.01768 0.00749 -0.0806 0.5229 0.2383
3.250 0.8749 0.01660 0.00761 -0.0811 0.4959 1.0000
3.500 0.8993 0.01684 0.00770 -0.0804 0.4820 1.0000
3.750 0.9233 0.01709 0.00783 -0.0795 0.4667 1.0000
4.000 0.9469 0.01737 0.00798 -0.0787 0.4498 1.0000
4.250 0.9701 0.01767 0.00817 -0.0778 0.4317 1.0000
4.500 0.9929 0.01800 0.00839 -0.0769 0.4131 1.0000
4.750 1.0154 0.01838 0.00863 -0.0759 0.3951 1.0000
5.000 1.0374 0.01880 0.00891 -0.0749 0.3784 1.0000
5.250 1.0591 0.01926 0.00923 -0.0739 0.3630 1.0000
5.500 1.0805 0.01976 0.00961 -0.0729 0.3495 1.0000
5.750 1.1017 0.02029 0.01001 -0.0719 0.3376 1.0000
6.000 1.1233 0.02081 0.01047 -0.0710 0.3272 1.0000
6.250 1.1444 0.02139 0.01094 -0.0700 0.3186 1.0000
6.500 1.1658 0.02193 0.01146 -0.0691 0.3098 1.0000
6.750 1.1865 0.02254 0.01195 -0.0681 0.3024 1.0000
7.000 1.2077 0.02309 0.01254 -0.0673 0.2947 1.0000
7.250 1.2281 0.02371 0.01307 -0.0663 0.2882 1.0000
7.500 1.2490 0.02431 0.01368 -0.0654 0.2821 1.0000
7.750 1.2695 0.02491 0.01431 -0.0645 0.2761 1.0000
8.000 1.2898 0.02557 0.01490 -0.0636 0.2711 1.0000
8.250 1.3102 0.02621 0.01559 -0.0627 0.2661 1.0000
8.500 1.3300 0.02686 0.01630 -0.0617 0.2609 1.0000
8.750 1.3495 0.02753 0.01699 -0.0607 0.2563 1.0000
9.000 1.3704 0.02826 0.01765 -0.0600 0.2524 1.0000
9.250 1.3887 0.02898 0.01852 -0.0589 0.2482 1.0000
9.500 1.4068 0.02972 0.01937 -0.0578 0.2437 1.0000
9.750 1.4246 0.03046 0.02015 -0.0567 0.2395 1.0000
10.000 1.4443 0.03125 0.02088 -0.0559 0.2356 1.0000
10.250 1.4581 0.03209 0.02189 -0.0543 0.2314 1.0000
10.500 1.4718 0.03295 0.02290 -0.0528 0.2272 1.0000
10.750 1.4867 0.03382 0.02384 -0.0514 0.2234 1.0000
11.000 1.5031 0.03468 0.02472 -0.0503 0.2200 1.0000
11.250 1.5178 0.03568 0.02579 -0.0491 0.2164 1.0000
11.500 1.5262 0.03683 0.02716 -0.0472 0.2124 1.0000
11.750 1.5359 0.03795 0.02840 -0.0456 0.2084 1.0000
12.000 1.5477 0.03899 0.02950 -0.0443 0.2048 1.0000
12.250 1.5627 0.03999 0.03048 -0.0433 0.2014 1.0000
12.500 1.5629 0.04166 0.03245 -0.0413 0.1974 1.0000
12.750 1.5659 0.04324 0.03420 -0.0398 0.1932 1.0000
13.000 1.5721 0.04462 0.03566 -0.0385 0.1894 1.0000
13.250 1.5830 0.04578 0.03679 -0.0375 0.1861 1.0000
13.500 1.5780 0.04821 0.03953 -0.0361 0.1823 1.0000
13.750 1.5770 0.05045 0.04196 -0.0351 0.1786 1.0000
14.000 1.5795 0.05242 0.04406 -0.0342 0.1753 1.0000
14.250 1.5859 0.05404 0.04572 -0.0335 0.1725 1.0000
14.500 1.5812 0.05690 0.04879 -0.0329 0.1695 1.0000
14.750 1.5723 0.06033 0.05246 -0.0326 0.1662 1.0000
15.000 1.5671 0.06341 0.05571 -0.0324 0.1631 1.0000
15.250 1.5667 0.06597 0.05836 -0.0322 0.1604 1.0000
15.500 1.5721 0.06788 0.06030 -0.0318 0.1579 1.0000
15.750 1.5476 0.07374 0.06648 -0.0328 0.1551 1.0000
16.000 1.5252 0.07968 0.07267 -0.0341 0.1522 1.0000
16.250 1.5096 0.08490 0.07805 -0.0355 0.1494 1.0000
16.500 1.5102 0.08774 0.08095 -0.0360 0.1467 1.0000
16.750 1.5008 0.09222 0.08553 -0.0372 0.1442 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il)