GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.39 at α=4.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.0763 0.09796 0.09284 -0.0587 0.8676 0.0571
-8.000 -0.0691 0.09550 0.09038 -0.0602 0.8596 0.0582
-7.750 -0.0637 0.09318 0.08803 -0.0621 0.8529 0.0592
-7.500 -0.0607 0.09108 0.08594 -0.0657 0.8438 0.0598
-7.250 -0.0579 0.08894 0.08377 -0.0705 0.8364 0.0601
-7.000 -0.0470 0.08585 0.08068 -0.0726 0.8300 0.0603
-6.750 -0.0341 0.08277 0.07761 -0.0709 0.8239 0.0609
-6.500 -0.0220 0.08009 0.07491 -0.0712 0.8182 0.0617
-6.250 -0.0095 0.07754 0.07234 -0.0726 0.8123 0.0628
-6.000 0.0041 0.07501 0.06979 -0.0751 0.8052 0.0646
-5.750 0.0239 0.07233 0.06696 -0.0836 0.7989 0.0676
-5.500 0.0427 0.06923 0.06376 -0.0881 0.7925 0.0683
-5.250 0.0555 0.06640 0.06097 -0.0868 0.7857 0.0690
-5.000 0.0716 0.06386 0.05839 -0.0869 0.7802 0.0701
-4.750 0.0902 0.06142 0.05591 -0.0883 0.7748 0.0716
-4.500 0.1114 0.05900 0.05342 -0.0907 0.7683 0.0737
-4.000 0.1655 0.05364 0.04761 -0.0980 0.7585 0.0780
-3.750 0.1833 0.05129 0.04532 -0.0979 0.7514 0.0791
-3.500 0.2050 0.04914 0.04310 -0.0984 0.7454 0.0808
-3.250 0.2449 0.04853 0.04185 -0.1023 0.7407 0.0880
-3.000 0.2604 0.04507 0.03861 -0.1020 0.7337 0.0893
-2.750 0.2814 0.04301 0.03657 -0.1019 0.7274 0.0917
-2.250 0.3448 0.03668 0.02947 -0.1042 0.7144 0.0612
-2.000 0.3719 0.03472 0.02731 -0.1043 0.7075 0.0574
-1.750 0.4027 0.03220 0.02435 -0.1046 0.7017 0.0541
-1.500 0.4315 0.03040 0.02217 -0.1046 0.6944 0.0533
-1.250 0.4579 0.02935 0.02108 -0.1046 0.6882 0.0546
-1.000 0.4851 0.02828 0.01985 -0.1045 0.6814 0.0557
-0.750 0.5132 0.02701 0.01834 -0.1042 0.6738 0.0556
-0.500 0.5428 0.02570 0.01670 -0.1040 0.6676 0.0554
-0.250 0.5695 0.02477 0.01560 -0.1035 0.6574 0.0557
0.000 0.5982 0.02377 0.01434 -0.1030 0.6489 0.0562
0.250 0.6246 0.02308 0.01352 -0.1025 0.6367 0.0580
0.500 0.6520 0.02237 0.01255 -0.1018 0.6247 0.0602
0.750 0.6787 0.02171 0.01183 -0.1012 0.6118 0.0616
1.000 0.7045 0.02119 0.01126 -0.1005 0.5958 0.0631
1.250 0.7299 0.02072 0.01072 -0.0996 0.5774 0.0650
1.500 0.7545 0.02038 0.01029 -0.0987 0.5548 0.0684
1.750 0.7786 0.02009 0.00999 -0.0978 0.5270 0.0723
2.000 0.8020 0.01988 0.00957 -0.0966 0.4941 0.0761
2.250 0.8241 0.01984 0.00927 -0.0953 0.4608 0.0809
2.500 0.8459 0.02003 0.00916 -0.0941 0.4336 0.0889
2.750 0.8680 0.02029 0.00920 -0.0931 0.4135 0.0996
3.000 0.8908 0.02054 0.00933 -0.0922 0.3986 0.1181
3.250 0.9140 0.02070 0.00946 -0.0915 0.3872 0.1660
3.500 0.9364 0.01939 0.00967 -0.0905 0.3773 1.0000
3.750 0.9590 0.01987 0.00989 -0.0896 0.3687 1.0000
4.000 0.9822 0.02030 0.01018 -0.0889 0.3603 1.0000
4.250 1.0045 0.02079 0.01048 -0.0880 0.3527 1.0000
4.500 1.0274 0.02123 0.01082 -0.0873 0.3451 1.0000
4.750 1.0497 0.02171 0.01119 -0.0864 0.3376 1.0000
5.000 1.0716 0.02223 0.01155 -0.0856 0.3308 1.0000
5.250 1.0938 0.02268 0.01197 -0.0848 0.3233 1.0000
5.500 1.1149 0.02320 0.01240 -0.0839 0.3163 1.0000
5.750 1.1362 0.02373 0.01284 -0.0830 0.3098 1.0000
6.000 1.1570 0.02422 0.01333 -0.0820 0.3026 1.0000
6.250 1.1770 0.02479 0.01381 -0.0810 0.2964 1.0000
6.500 1.1971 0.02534 0.01434 -0.0800 0.2900 1.0000
6.750 1.2162 0.02590 0.01490 -0.0789 0.2833 1.0000
7.000 1.2345 0.02652 0.01543 -0.0777 0.2776 1.0000
7.250 1.2522 0.02711 0.01607 -0.0764 0.2713 1.0000
7.500 1.2684 0.02773 0.01670 -0.0749 0.2653 1.0000
7.750 1.2843 0.02842 0.01730 -0.0734 0.2605 1.0000
8.000 1.3012 0.02911 0.01806 -0.0721 0.2548 1.0000
8.250 1.3171 0.02985 0.01881 -0.0708 0.2498 1.0000
8.500 1.3326 0.03061 0.01952 -0.0695 0.2458 1.0000
8.750 1.3489 0.03142 0.02036 -0.0683 0.2413 1.0000
9.000 1.3645 0.03225 0.02124 -0.0671 0.2369 1.0000
9.250 1.3795 0.03310 0.02209 -0.0659 0.2334 1.0000
9.500 1.3948 0.03396 0.02290 -0.0648 0.2305 1.0000
9.750 1.4106 0.03490 0.02392 -0.0638 0.2272 1.0000
10.000 1.4259 0.03586 0.02495 -0.0628 0.2242 1.0000
10.250 1.4410 0.03683 0.02597 -0.0618 0.2216 1.0000
10.500 1.4561 0.03780 0.02697 -0.0608 0.2194 1.0000
10.750 1.4715 0.03877 0.02795 -0.0598 0.2175 1.0000
11.000 1.4879 0.03973 0.02890 -0.0590 0.2158 1.0000
11.250 1.5015 0.04094 0.03024 -0.0580 0.2139 1.0000
11.500 1.5146 0.04217 0.03160 -0.0571 0.2120 1.0000
11.750 1.5274 0.04344 0.03298 -0.0562 0.2103 1.0000
12.000 1.5401 0.04472 0.03436 -0.0552 0.2087 1.0000
12.250 1.5527 0.04601 0.03573 -0.0544 0.2073 1.0000
12.500 1.5652 0.04729 0.03710 -0.0535 0.2059 1.0000
12.750 1.5783 0.04853 0.03839 -0.0527 0.2045 1.0000
13.000 1.5930 0.04968 0.03957 -0.0520 0.2032 1.0000
13.250 1.6053 0.05108 0.04104 -0.0512 0.2019 1.0000
13.500 1.6071 0.05329 0.04348 -0.0501 0.2006 1.0000
13.750 1.6085 0.05561 0.04601 -0.0491 0.1994 1.0000
14.000 1.6084 0.05813 0.04872 -0.0482 0.1983 1.0000
14.250 1.6061 0.06089 0.05168 -0.0473 0.1971 1.0000
14.500 1.6014 0.06394 0.05493 -0.0465 0.1960 1.0000
14.750 1.5944 0.06732 0.05850 -0.0459 0.1949 1.0000
15.000 1.5845 0.07109 0.06248 -0.0455 0.1939 1.0000
15.250 1.5726 0.07519 0.06676 -0.0453 0.1928 1.0000
15.500 1.5636 0.07907 0.07079 -0.0454 0.1916 1.0000
15.750 1.5620 0.08217 0.07400 -0.0454 0.1904 1.0000
16.000 1.5684 0.08436 0.07627 -0.0452 0.1894 1.0000
16.250 1.5745 0.08670 0.07868 -0.0451 0.1885 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)