GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.27 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2066 0.13165 0.12685 -0.0375 1.0000 0.0624
-10.500 -0.2309 0.13329 0.12863 -0.0330 1.0000 0.0625
-10.250 -0.2563 0.13491 0.13036 -0.0285 1.0000 0.0625
-9.750 -0.2302 0.12701 0.12250 -0.0320 0.9942 0.0635
-9.500 -0.2085 0.12262 0.11811 -0.0351 0.9899 0.0646
-9.250 -0.1886 0.11883 0.11431 -0.0391 0.9853 0.0660
-9.000 -0.1698 0.11526 0.11073 -0.0437 0.9808 0.0676
-8.750 -0.1546 0.11230 0.10776 -0.0488 0.9744 0.0697
-8.500 -0.1508 0.11148 0.10694 -0.0580 0.9657 0.0709
-8.250 -0.1306 0.10666 0.10214 -0.0610 0.9609 0.0717
-8.000 -0.1007 0.10150 0.09695 -0.0626 0.9588 0.0731
-7.750 -0.0758 0.09764 0.09309 -0.0670 0.9556 0.0749
-7.500 -0.0672 0.09537 0.09084 -0.0689 0.9467 0.0765
-7.250 -0.0511 0.09254 0.08800 -0.0739 0.9410 0.0787
-7.000 -0.0545 0.09183 0.08730 -0.0782 0.9290 0.0802
-6.750 -0.0478 0.09086 0.08623 -0.0896 0.9186 0.0811
-6.500 -0.0312 0.08594 0.08139 -0.0850 0.9143 0.0819
-6.250 -0.0095 0.08231 0.07778 -0.0851 0.9095 0.0836
-6.000 0.0155 0.07897 0.07440 -0.0887 0.9051 0.0861
-5.750 0.0149 0.07777 0.07322 -0.0884 0.8947 0.0879
-5.500 0.0454 0.07628 0.07141 -0.1028 0.8874 0.0926
-5.250 0.0449 0.07338 0.06864 -0.0982 0.8786 0.0933
-5.000 0.0618 0.07022 0.06554 -0.0969 0.8732 0.0954
-4.750 0.0881 0.06732 0.06259 -0.0993 0.8690 0.0993
-4.500 0.1059 0.06899 0.06378 -0.1062 0.8574 0.1053
-4.250 0.1235 0.06357 0.05857 -0.1052 0.8530 0.1066
-4.000 0.1494 0.06018 0.05521 -0.1056 0.8493 0.1095
-3.750 0.1534 0.05922 0.05425 -0.1037 0.8384 0.1124
-3.500 0.1949 0.05670 0.05138 -0.1095 0.8327 0.1207
-3.250 0.2074 0.05438 0.04914 -0.1079 0.8245 0.1232
-3.000 0.2292 0.05259 0.04729 -0.1081 0.8172 0.1294
-2.750 0.2636 0.05001 0.04451 -0.1108 0.8129 0.1378
-2.500 0.2773 0.04890 0.04340 -0.1097 0.8045 0.1442
-2.250 0.3037 0.04692 0.04129 -0.1106 0.7976 0.1551
-2.000 0.3382 0.04459 0.03880 -0.1121 0.7932 0.1706
-1.750 0.3545 0.04389 0.03800 -0.1114 0.7830 0.1855
-1.500 0.3834 0.04168 0.03573 -0.1117 0.7770 0.2043
-1.250 0.4150 0.03945 0.03345 -0.1120 0.7729 0.2292
-0.750 0.4567 0.03635 0.03039 -0.1100 0.7558 0.3053
-0.500 0.4743 0.03499 0.02908 -0.1085 0.7448 0.3404
-0.250 0.5056 0.03278 0.02681 -0.1081 0.7381 0.3765
0.000 0.5345 0.03153 0.02540 -0.1080 0.7272 0.3911
0.250 0.5850 0.03011 0.02339 -0.1101 0.7192 0.3224
0.500 0.6395 0.02940 0.02134 -0.1095 0.7078 0.1282
0.750 0.6766 0.02773 0.01920 -0.1086 0.6995 0.1174
1.000 0.7033 0.02668 0.01799 -0.1072 0.6848 0.1180
1.250 0.7319 0.02547 0.01661 -0.1060 0.6703 0.1182
1.500 0.7613 0.02424 0.01522 -0.1048 0.6552 0.1186
1.750 0.7896 0.02300 0.01392 -0.1036 0.6383 0.1220
2.000 0.8162 0.02211 0.01299 -0.1024 0.6183 0.1298
2.250 0.8423 0.02127 0.01205 -0.1009 0.5962 0.1363
2.500 0.8679 0.02062 0.01127 -0.0995 0.5738 0.1502
2.750 0.8920 0.02016 0.01077 -0.0984 0.5478 0.1715
3.000 0.9185 0.01807 0.01026 -0.0974 0.5258 1.0000
3.250 0.9439 0.01827 0.00991 -0.0963 0.5057 1.0000
3.500 0.9682 0.01859 0.00989 -0.0954 0.4873 1.0000
3.750 0.9925 0.01899 0.00998 -0.0946 0.4710 1.0000
4.000 1.0166 0.01945 0.01020 -0.0939 0.4560 1.0000
4.250 1.0404 0.01998 0.01053 -0.0932 0.4419 1.0000
4.500 1.0645 0.02055 0.01090 -0.0925 0.4291 1.0000
4.750 1.0893 0.02116 0.01127 -0.0920 0.4173 1.0000
5.000 1.1133 0.02178 0.01173 -0.0914 0.4053 1.0000
5.250 1.1367 0.02246 0.01231 -0.0908 0.3937 1.0000
5.500 1.1622 0.02319 0.01281 -0.0905 0.3832 1.0000
5.750 1.1846 0.02389 0.01347 -0.0898 0.3718 1.0000
6.000 1.2080 0.02470 0.01419 -0.0892 0.3613 1.0000
6.250 1.2328 0.02549 0.01480 -0.0889 0.3510 1.0000
6.500 1.2537 0.02637 0.01571 -0.0880 0.3407 1.0000
6.750 1.2804 0.02725 0.01636 -0.0880 0.3320 1.0000
7.000 1.2993 0.02818 0.01741 -0.0869 0.3231 1.0000
7.250 1.3242 0.02902 0.01812 -0.0866 0.3157 1.0000
7.500 1.3457 0.03005 0.01917 -0.0859 0.3090 1.0000
7.750 1.3654 0.03094 0.02013 -0.0850 0.3025 1.0000
8.000 1.3915 0.03180 0.02086 -0.0850 0.2975 1.0000
8.250 1.4139 0.03295 0.02206 -0.0846 0.2930 1.0000
8.500 1.4306 0.03406 0.02335 -0.0833 0.2886 1.0000
8.750 1.4505 0.03510 0.02447 -0.0825 0.2848 1.0000
9.000 1.4737 0.03610 0.02547 -0.0822 0.2815 1.0000
9.250 1.5012 0.03723 0.02652 -0.0826 0.2787 1.0000
9.500 1.5166 0.03870 0.02817 -0.0814 0.2762 1.0000
9.750 1.5280 0.04022 0.02995 -0.0797 0.2736 1.0000
10.000 1.5407 0.04177 0.03170 -0.0782 0.2712 1.0000
10.250 1.5546 0.04323 0.03331 -0.0769 0.2687 1.0000
10.500 1.5701 0.04459 0.03477 -0.0758 0.2664 1.0000
10.750 1.5886 0.04588 0.03611 -0.0751 0.2643 1.0000
11.000 1.6101 0.04731 0.03758 -0.0749 0.2625 1.0000
11.250 1.6257 0.04934 0.03970 -0.0742 0.2611 1.0000
11.500 1.6149 0.05202 0.04273 -0.0704 0.2599 1.0000
11.750 1.5953 0.05514 0.04618 -0.0660 0.2589 1.0000
12.000 1.5587 0.05915 0.05050 -0.0605 0.2581 1.0000
12.250 1.4807 0.06693 0.05870 -0.0549 0.2576 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)