GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 75.19 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe319-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe319-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2299 0.10100 0.09757 -0.0299 1.0000 0.0404
-8.500 -0.2273 0.09869 0.09533 -0.0309 1.0000 0.0412
-8.250 -0.2394 0.09791 0.09467 -0.0292 1.0000 0.0417
-8.000 -0.2252 0.09464 0.09139 -0.0470 0.9835 0.0424
-7.750 -0.2034 0.08984 0.08662 -0.0436 0.9822 0.0428
-7.500 -0.1792 0.08592 0.08270 -0.0458 0.9737 0.0436
-7.250 -0.1559 0.08222 0.07899 -0.0506 0.9616 0.0446
-7.000 -0.1340 0.07862 0.07536 -0.0559 0.9476 0.0458
-6.750 -0.1148 0.07522 0.07192 -0.0614 0.9317 0.0473
-6.500 -0.0864 0.07121 0.06767 -0.0780 0.9110 0.0488
-6.250 -0.0778 0.06798 0.06448 -0.0749 0.8994 0.0492
-6.000 -0.0668 0.06539 0.06186 -0.0731 0.8881 0.0497
-5.750 -0.0527 0.06292 0.05936 -0.0733 0.8749 0.0505
-5.500 -0.0355 0.06038 0.05675 -0.0747 0.8632 0.0517
-5.250 0.0078 0.05776 0.05362 -0.0863 0.8520 0.0562
-5.000 0.0186 0.05398 0.04995 -0.0850 0.8412 0.0567
-4.750 0.0334 0.05146 0.04742 -0.0841 0.8319 0.0574
-4.500 0.0520 0.04922 0.04512 -0.0842 0.8216 0.0585
-4.250 0.0743 0.04700 0.04281 -0.0852 0.8119 0.0604
-4.000 0.1133 0.04453 0.03982 -0.0899 0.8029 0.0652
-3.750 0.1304 0.04179 0.03714 -0.0895 0.7935 0.0660
-3.500 0.1508 0.03980 0.03509 -0.0893 0.7849 0.0674
-3.250 0.1748 0.03804 0.03324 -0.0897 0.7751 0.0701
-3.000 0.2080 0.03608 0.03080 -0.0912 0.7670 0.0759
-2.750 0.2283 0.03407 0.02883 -0.0910 0.7566 0.0776
-2.500 0.2524 0.03266 0.02728 -0.0908 0.7476 0.0814
-2.250 0.2712 0.01501 0.00966 -0.0862 0.7188 0.0890
-2.000 0.2936 0.01376 0.00832 -0.0859 0.7096 0.0919
-1.750 0.3215 0.01280 0.00697 -0.0857 0.6988 0.1015
-1.500 0.3439 0.01152 0.00570 -0.0856 0.6895 0.1041
-1.250 0.3711 0.01091 0.00476 -0.0851 0.6803 0.1160
-1.000 0.3944 0.00978 0.00366 -0.0851 0.6729 0.1199
-0.750 0.4204 0.00912 0.00281 -0.0849 0.6644 0.1335
-0.500 0.4459 0.00854 0.00207 -0.0845 0.6572 0.1494
-0.250 0.4704 0.00792 0.00145 -0.0843 0.6487 0.1673
0.000 0.5134 0.02097 0.01412 -0.0887 0.6521 0.1861
0.250 0.5556 0.01795 0.00993 -0.0866 0.6455 0.0727
0.500 0.5835 0.01700 0.00882 -0.0860 0.6378 0.0692
0.750 0.6113 0.01628 0.00791 -0.0854 0.6290 0.0672
1.000 0.6386 0.01576 0.00731 -0.0848 0.6207 0.0672
1.250 0.6654 0.01540 0.00694 -0.0843 0.6112 0.0698
1.500 0.6922 0.01508 0.00659 -0.0838 0.6018 0.0723
1.750 0.7188 0.01475 0.00621 -0.0832 0.5924 0.0738
2.000 0.7449 0.01441 0.00591 -0.0826 0.5822 0.0764
2.250 0.7712 0.01420 0.00567 -0.0820 0.5729 0.0817
2.500 0.7971 0.01401 0.00553 -0.0814 0.5613 0.0923
2.750 0.8201 0.01302 0.00545 -0.0806 0.5506 0.4752
3.000 0.8627 0.01215 0.00533 -0.0831 0.5369 1.0000
3.250 0.8880 0.01231 0.00534 -0.0824 0.5230 1.0000
3.500 0.9128 0.01247 0.00540 -0.0817 0.5073 1.0000
3.750 0.9373 0.01266 0.00548 -0.0809 0.4902 1.0000
4.000 0.9614 0.01288 0.00557 -0.0800 0.4714 1.0000
4.250 0.9850 0.01310 0.00571 -0.0792 0.4484 1.0000
4.500 1.0077 0.01341 0.00586 -0.0782 0.4233 1.0000
4.750 1.0300 0.01379 0.00608 -0.0771 0.3977 1.0000
5.000 1.0518 0.01426 0.00635 -0.0761 0.3760 1.0000
5.250 1.0738 0.01476 0.00669 -0.0751 0.3589 1.0000
5.500 1.0962 0.01525 0.00706 -0.0743 0.3444 1.0000
5.750 1.1187 0.01574 0.00744 -0.0735 0.3325 1.0000
6.000 1.1409 0.01631 0.00785 -0.0726 0.3229 1.0000
6.250 1.1645 0.01672 0.00827 -0.0720 0.3143 1.0000
6.500 1.1872 0.01732 0.00872 -0.0713 0.3073 1.0000
6.750 1.2107 0.01773 0.00917 -0.0706 0.3005 1.0000
7.000 1.2337 0.01823 0.00963 -0.0700 0.2943 1.0000
7.250 1.2571 0.01881 0.01014 -0.0694 0.2888 1.0000
7.500 1.2801 0.01925 0.01064 -0.0687 0.2834 1.0000
7.750 1.3032 0.01976 0.01114 -0.0681 0.2784 1.0000
8.000 1.3271 0.02045 0.01174 -0.0677 0.2737 1.0000
8.250 1.3491 0.02090 0.01230 -0.0669 0.2691 1.0000
8.500 1.3714 0.02141 0.01284 -0.0662 0.2642 1.0000
8.750 1.3945 0.02206 0.01342 -0.0657 0.2594 1.0000
9.000 1.4160 0.02266 0.01410 -0.0650 0.2548 1.0000
9.250 1.4367 0.02319 0.01472 -0.0641 0.2501 1.0000
9.500 1.4584 0.02378 0.01532 -0.0634 0.2457 1.0000
9.750 1.4824 0.02462 0.01610 -0.0632 0.2412 1.0000
10.000 1.5000 0.02517 0.01684 -0.0619 0.2369 1.0000
10.250 1.5190 0.02576 0.01749 -0.0608 0.2321 1.0000
10.500 1.5408 0.02648 0.01816 -0.0603 0.2275 1.0000
10.750 1.5574 0.02723 0.01903 -0.0590 0.2227 1.0000
11.000 1.5716 0.02781 0.01974 -0.0573 0.2177 1.0000
11.250 1.5887 0.02842 0.02033 -0.0561 0.2129 1.0000
11.500 1.6060 0.02930 0.02126 -0.0550 0.2084 1.0000
11.750 1.6145 0.03001 0.02215 -0.0526 0.2043 1.0000
12.000 1.6264 0.03072 0.02293 -0.0507 0.2002 1.0000
12.250 1.6436 0.03149 0.02367 -0.0497 0.1964 1.0000
12.500 1.6543 0.03251 0.02482 -0.0480 0.1927 1.0000
12.750 1.6589 0.03349 0.02599 -0.0456 0.1889 1.0000
13.000 1.6668 0.03438 0.02695 -0.0438 0.1850 1.0000
13.250 1.6799 0.03521 0.02772 -0.0426 0.1811 1.0000
13.500 1.6814 0.03657 0.02929 -0.0406 0.1774 1.0000
13.750 1.6826 0.03795 0.03083 -0.0388 0.1734 1.0000
14.000 1.6877 0.03918 0.03213 -0.0374 0.1697 1.0000
14.250 1.6986 0.04031 0.03319 -0.0364 0.1660 1.0000
14.500 1.6957 0.04236 0.03551 -0.0351 0.1627 1.0000
14.750 1.6965 0.04423 0.03754 -0.0341 0.1589 1.0000
15.000 1.6994 0.04598 0.03934 -0.0333 0.1555 1.0000
15.250 1.7036 0.04777 0.04114 -0.0326 0.1518 1.0000
15.500 1.6988 0.05048 0.04408 -0.0321 0.1482 1.0000
15.750 1.6974 0.05292 0.04664 -0.0317 0.1446 1.0000
16.000 1.6996 0.05500 0.04872 -0.0314 0.1412 1.0000
16.250 1.6958 0.05791 0.05178 -0.0312 0.1378 1.0000
16.500 1.6893 0.06129 0.05534 -0.0314 0.1341 1.0000
16.750 1.6856 0.06439 0.05852 -0.0317 0.1306 1.0000
17.000 1.6857 0.06702 0.06112 -0.0317 0.1269 1.0000
17.250 1.6743 0.07144 0.06578 -0.0327 0.1236 1.0000
17.500 1.6664 0.07548 0.06996 -0.0336 0.1201 1.0000
17.750 1.6635 0.07877 0.07324 -0.0342 0.1167 1.0000
18.000 1.6542 0.08313 0.07775 -0.0353 0.1136 1.0000
18.250 1.6410 0.08830 0.08311 -0.0369 0.1104 1.0000
18.500 1.6307 0.09305 0.08797 -0.0385 0.1072 1.0000
18.750 1.6290 0.09625 0.09111 -0.0392 0.1037 1.0000
19.000 1.6090 0.10289 0.09801 -0.0419 0.1011 1.0000
19.250 1.5924 0.10903 0.10432 -0.0445 0.0981 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il)