GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.67 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe319-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe319-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2399 0.10715 0.10063 -0.0301 1.0000 0.0999
-8.000 -0.2565 0.10706 0.10071 -0.0282 1.0000 0.1008
-7.750 -0.2792 0.10742 0.10125 -0.0249 1.0000 0.1011
-7.500 -0.2839 0.10666 0.10056 -0.0299 0.9912 0.1018
-7.250 -0.2607 0.10126 0.09519 -0.0321 0.9838 0.1032
-7.000 -0.2370 0.09672 0.09064 -0.0326 0.9764 0.1066
-6.750 -0.2141 0.09320 0.08709 -0.0383 0.9649 0.1118
-6.500 -0.1897 0.09160 0.08536 -0.0547 0.9469 0.1163
-6.250 -0.1664 0.08577 0.07960 -0.0521 0.9431 0.1188
-6.000 -0.1448 0.08231 0.07613 -0.0543 0.9328 0.1225
-5.750 -0.1183 0.07971 0.07341 -0.0628 0.9208 0.1300
-5.500 -0.0951 0.07613 0.06977 -0.0676 0.9104 0.1328
-5.250 -0.0764 0.07276 0.06643 -0.0674 0.9009 0.1364
-5.000 -0.0427 0.07133 0.06469 -0.0774 0.8898 0.1474
-4.750 -0.0312 0.06728 0.06078 -0.0748 0.8793 0.1501
-4.250 0.0112 0.06207 0.05546 -0.0780 0.8600 0.1685
-4.000 0.0334 0.05998 0.05325 -0.0806 0.8496 0.1822
-3.750 0.0583 0.05783 0.05097 -0.0829 0.8408 0.1974
-3.500 0.0742 0.05524 0.04842 -0.0818 0.8308 0.2038
-3.250 0.0989 0.05289 0.04599 -0.0832 0.8230 0.2203
-2.750 0.1912 0.04594 0.03763 -0.0929 0.8061 0.0877
-2.500 0.2138 0.04413 0.03571 -0.0929 0.7965 0.0860
-2.250 0.2434 0.04221 0.03354 -0.0937 0.7893 0.0850
-2.000 0.2691 0.04067 0.03177 -0.0939 0.7802 0.0839
-1.750 0.2988 0.03897 0.02976 -0.0943 0.7727 0.0818
-1.500 0.3281 0.03743 0.02783 -0.0944 0.7649 0.0792
-1.000 0.3883 0.03490 0.02454 -0.0943 0.7499 0.0768
-0.750 0.4130 0.03408 0.02349 -0.0937 0.7400 0.0769
-0.500 0.4445 0.03287 0.02213 -0.0938 0.7338 0.0786
-0.250 0.4673 0.03239 0.02156 -0.0930 0.7226 0.0806
0.000 0.5004 0.03131 0.02023 -0.0928 0.7154 0.0823
0.250 0.5239 0.03077 0.01951 -0.0915 0.7021 0.0832
0.500 0.5520 0.03005 0.01857 -0.0905 0.6902 0.0845
0.750 0.5846 0.02915 0.01737 -0.0899 0.6796 0.0868
1.000 0.6089 0.02876 0.01688 -0.0887 0.6659 0.0906
1.250 0.6344 0.02834 0.01641 -0.0877 0.6539 0.0959
1.500 0.6629 0.02779 0.01567 -0.0868 0.6442 0.1013
1.750 0.6853 0.02762 0.01553 -0.0857 0.6316 0.1071
2.000 0.7107 0.02734 0.01522 -0.0848 0.6206 0.1194
2.250 0.7379 0.02691 0.01484 -0.0840 0.6101 0.1441
2.500 0.7667 0.02495 0.01474 -0.0841 0.5974 1.0000
2.750 0.7914 0.02513 0.01456 -0.0829 0.5855 1.0000
3.000 0.8184 0.02512 0.01426 -0.0819 0.5746 1.0000
3.250 0.8405 0.02543 0.01443 -0.0807 0.5605 1.0000
3.500 0.8634 0.02570 0.01456 -0.0796 0.5468 1.0000
3.750 0.8872 0.02591 0.01463 -0.0785 0.5332 1.0000
4.000 0.9116 0.02608 0.01464 -0.0775 0.5196 1.0000
4.250 0.9356 0.02628 0.01470 -0.0764 0.5053 1.0000
4.500 0.9570 0.02668 0.01501 -0.0752 0.4894 1.0000
4.750 0.9783 0.02711 0.01537 -0.0740 0.4737 1.0000
5.000 0.9997 0.02757 0.01576 -0.0728 0.4584 1.0000
5.250 1.0209 0.02806 0.01615 -0.0717 0.4435 1.0000
5.500 1.0423 0.02855 0.01654 -0.0706 0.4294 1.0000
5.750 1.0643 0.02902 0.01690 -0.0695 0.4165 1.0000
6.000 1.0851 0.02961 0.01742 -0.0684 0.4039 1.0000
6.250 1.1050 0.03033 0.01811 -0.0674 0.3921 1.0000
6.500 1.1267 0.03094 0.01864 -0.0664 0.3821 1.0000
6.750 1.1473 0.03164 0.01929 -0.0654 0.3721 1.0000
7.000 1.1669 0.03246 0.02009 -0.0644 0.3627 1.0000
7.250 1.1889 0.03312 0.02068 -0.0636 0.3545 1.0000
7.500 1.2070 0.03409 0.02170 -0.0625 0.3461 1.0000
7.750 1.2286 0.03482 0.02236 -0.0617 0.3385 1.0000
8.000 1.2460 0.03585 0.02345 -0.0606 0.3309 1.0000
8.250 1.2653 0.03675 0.02437 -0.0596 0.3238 1.0000
8.500 1.2849 0.03768 0.02530 -0.0587 0.3172 1.0000
8.750 1.2990 0.03889 0.02664 -0.0574 0.3102 1.0000
9.000 1.3231 0.03960 0.02729 -0.0569 0.3044 1.0000
9.250 1.3329 0.04112 0.02900 -0.0553 0.2982 1.0000
9.500 1.3469 0.04237 0.03035 -0.0541 0.2922 1.0000
9.750 1.3736 0.04303 0.03091 -0.0538 0.2870 1.0000
10.000 1.3739 0.04507 0.03326 -0.0516 0.2815 1.0000
10.250 1.3812 0.04666 0.03499 -0.0498 0.2762 1.0000
10.500 1.4043 0.04749 0.03580 -0.0493 0.2713 1.0000
10.750 1.4066 0.04951 0.03800 -0.0473 0.2669 1.0000
11.000 1.3972 0.05229 0.04104 -0.0449 0.2623 1.0000
11.250 1.4014 0.05431 0.04321 -0.0435 0.2578 1.0000
11.500 1.4321 0.05463 0.04348 -0.0432 0.2532 1.0000
11.750 1.4068 0.05883 0.04797 -0.0409 0.2494 1.0000
12.000 1.3620 0.06547 0.05494 -0.0397 0.2453 1.0000
12.250 1.3327 0.07155 0.06121 -0.0397 0.2408 1.0000
12.500 1.3649 0.07091 0.06058 -0.0385 0.2371 1.0000
12.750 1.1213 0.11246 0.10245 -0.0547 0.2224 1.0000
13.000 1.1387 0.11292 0.10300 -0.0536 0.2199 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il)