GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 109.13 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.1411 0.09110 0.08847 -0.0438 0.7329 0.0231
-8.000 -0.1399 0.08716 0.08454 -0.0483 0.7275 0.0232
-7.750 -0.1351 0.08355 0.08091 -0.0517 0.7217 0.0232
-7.500 -0.1286 0.08021 0.07755 -0.0528 0.7164 0.0233
-7.250 -0.1155 0.07768 0.07502 -0.0537 0.7116 0.0234
-7.000 -0.1020 0.07511 0.07244 -0.0556 0.7060 0.0235
-6.750 -0.0874 0.07250 0.06979 -0.0581 0.7004 0.0237
-6.500 -0.0715 0.06977 0.06705 -0.0611 0.6957 0.0238
-6.250 -0.0542 0.06693 0.06419 -0.0645 0.6911 0.0241
-6.000 -0.0354 0.06400 0.06123 -0.0681 0.6865 0.0244
-5.750 -0.0153 0.06097 0.05814 -0.0718 0.6818 0.0248
-5.500 0.0066 0.05776 0.05489 -0.0757 0.6775 0.0253
-5.250 0.0433 0.05079 0.04774 -0.0864 0.6736 0.0265
-5.000 0.0648 0.04643 0.04328 -0.0896 0.6690 0.0267
-4.750 0.0864 0.04439 0.04116 -0.0907 0.6631 0.0269
-4.500 0.1097 0.04252 0.03926 -0.0918 0.6572 0.0271
-4.250 0.1342 0.04063 0.03730 -0.0931 0.6507 0.0273
-4.000 0.1598 0.03867 0.03525 -0.0945 0.6451 0.0277
-3.750 0.1869 0.03650 0.03300 -0.0960 0.6407 0.0283
-3.500 0.2238 0.02990 0.02598 -0.0992 0.6368 0.0304
-3.250 0.2488 0.02842 0.02443 -0.0998 0.6314 0.0306
-3.000 0.2750 0.02723 0.02316 -0.1003 0.6256 0.0308
-2.750 0.3021 0.02601 0.02187 -0.1008 0.6197 0.0311
-2.500 0.3297 0.02474 0.02049 -0.1012 0.6124 0.0316
-2.250 0.3581 0.02328 0.01890 -0.1016 0.6057 0.0326
-2.000 0.3903 0.01380 0.00817 -0.1016 0.6019 0.0304
-1.750 0.4191 0.01304 0.00721 -0.1016 0.5934 0.0303
-1.500 0.4478 0.01197 0.00594 -0.1017 0.5841 0.0304
-1.250 0.4761 0.01122 0.00506 -0.1017 0.5719 0.0309
-1.000 0.5048 0.01102 0.00480 -0.1018 0.5568 0.0314
-0.750 0.5332 0.01081 0.00450 -0.1018 0.5354 0.0319
-0.500 0.5599 0.01078 0.00419 -0.1015 0.4802 0.0324
-0.250 0.5844 0.01109 0.00411 -0.1010 0.4068 0.0329
0.000 0.6110 0.01116 0.00398 -0.1008 0.3739 0.0334
0.250 0.6386 0.01115 0.00386 -0.1007 0.3568 0.0339
0.500 0.6664 0.01115 0.00377 -0.1006 0.3454 0.0343
0.750 0.6941 0.01094 0.00353 -0.1005 0.3362 0.0352
1.000 0.7221 0.01094 0.00350 -0.1005 0.3285 0.0361
1.250 0.7503 0.01094 0.00348 -0.1005 0.3225 0.0372
1.500 0.7781 0.01101 0.00350 -0.1004 0.3162 0.0384
1.750 0.8062 0.01095 0.00343 -0.1004 0.3114 0.0399
2.000 0.8345 0.01095 0.00344 -0.1005 0.3075 0.0416
2.250 0.8625 0.01100 0.00347 -0.1004 0.3029 0.0434
2.500 0.8901 0.01105 0.00351 -0.1004 0.2975 0.0465
2.750 0.9181 0.01109 0.00355 -0.1004 0.2935 0.0508
3.000 0.9462 0.01111 0.00359 -0.1004 0.2895 0.0581
3.250 0.9738 0.01117 0.00367 -0.1004 0.2847 0.0727
3.500 1.0010 0.01123 0.00383 -0.1003 0.2792 0.1282
3.750 1.0249 0.00968 0.00413 -0.1000 0.2757 1.0000
4.000 1.0524 0.00982 0.00422 -0.0999 0.2709 1.0000
4.250 1.0792 0.01002 0.00434 -0.0998 0.2645 1.0000
4.500 1.1062 0.01019 0.00447 -0.0997 0.2587 1.0000
4.750 1.1329 0.01039 0.00460 -0.0995 0.2507 1.0000
5.000 1.1590 0.01062 0.00476 -0.0993 0.2415 1.0000
5.250 1.1842 0.01091 0.00495 -0.0989 0.2285 1.0000
5.500 1.2085 0.01127 0.00519 -0.0985 0.2124 1.0000
5.750 1.2320 0.01167 0.00547 -0.0979 0.1976 1.0000
6.000 1.2554 0.01206 0.00577 -0.0972 0.1877 1.0000
6.250 1.2797 0.01236 0.00603 -0.0968 0.1829 1.0000
6.500 1.3036 0.01268 0.00631 -0.0962 0.1790 1.0000
6.750 1.3267 0.01303 0.00662 -0.0956 0.1751 1.0000
7.000 1.3501 0.01335 0.00693 -0.0950 0.1726 1.0000
7.250 1.3741 0.01361 0.00719 -0.0945 0.1714 1.0000
7.500 1.3974 0.01389 0.00748 -0.0939 0.1702 1.0000
7.750 1.4202 0.01419 0.00779 -0.0932 0.1689 1.0000
8.000 1.4421 0.01452 0.00811 -0.0924 0.1676 1.0000
8.250 1.4631 0.01487 0.00846 -0.0914 0.1664 1.0000
8.500 1.4826 0.01524 0.00884 -0.0902 0.1652 1.0000
8.750 1.4997 0.01566 0.00927 -0.0886 0.1639 1.0000
9.000 1.5162 0.01613 0.00976 -0.0870 0.1627 1.0000
9.250 1.5321 0.01667 0.01032 -0.0854 0.1614 1.0000
9.500 1.5471 0.01730 0.01097 -0.0837 0.1600 1.0000
9.750 1.5640 0.01786 0.01156 -0.0825 0.1592 1.0000
10.000 1.5824 0.01836 0.01210 -0.0815 0.1589 1.0000
10.250 1.6001 0.01891 0.01268 -0.0804 0.1586 1.0000
10.500 1.6178 0.01949 0.01330 -0.0795 0.1581 1.0000
10.750 1.6357 0.02007 0.01392 -0.0786 0.1574 1.0000
11.000 1.6533 0.02067 0.01456 -0.0777 0.1564 1.0000
11.250 1.6706 0.02132 0.01524 -0.0769 0.1553 1.0000
11.500 1.6872 0.02204 0.01600 -0.0760 0.1544 1.0000
11.750 1.7032 0.02281 0.01680 -0.0752 0.1535 1.0000
12.000 1.7184 0.02363 0.01766 -0.0743 0.1524 1.0000
12.250 1.7327 0.02456 0.01861 -0.0733 0.1514 1.0000
12.500 1.7458 0.02558 0.01966 -0.0724 0.1501 1.0000
12.750 1.7574 0.02672 0.02084 -0.0713 0.1489 1.0000
13.000 1.7671 0.02801 0.02217 -0.0701 0.1477 1.0000
13.250 1.7755 0.02941 0.02362 -0.0688 0.1463 1.0000
13.500 1.7925 0.03017 0.02444 -0.0684 0.1459 1.0000
13.750 1.8099 0.03090 0.02522 -0.0680 0.1450 1.0000
14.000 1.8250 0.03181 0.02619 -0.0674 0.1441 1.0000
14.250 1.8391 0.03280 0.02723 -0.0668 0.1430 1.0000
14.500 1.8523 0.03387 0.02836 -0.0661 0.1420 1.0000
14.750 1.8652 0.03498 0.02951 -0.0655 0.1408 1.0000
15.000 1.8770 0.03619 0.03076 -0.0648 0.1395 1.0000
15.250 1.8870 0.03757 0.03218 -0.0641 0.1379 1.0000
15.500 1.8933 0.03930 0.03394 -0.0633 0.1359 1.0000
15.750 1.8992 0.04108 0.03577 -0.0625 0.1340 1.0000
16.000 1.9151 0.04202 0.03678 -0.0622 0.1329 1.0000
16.250 1.9296 0.04307 0.03789 -0.0620 0.1311 1.0000
16.500 1.9422 0.04431 0.03918 -0.0616 0.1287 1.0000
16.750 1.9504 0.04599 0.04088 -0.0612 0.1258 1.0000
17.000 1.9554 0.04800 0.04291 -0.0606 0.1225 1.0000
17.250 1.9669 0.04936 0.04433 -0.0604 0.1182 1.0000
17.500 1.9689 0.05173 0.04667 -0.0599 0.1090 1.0000
17.750 1.9508 0.05630 0.05111 -0.0591 0.0909 1.0000
18.000 1.9228 0.06212 0.05688 -0.0583 0.0782 1.0000
18.250 1.8949 0.06823 0.06302 -0.0580 0.0685 1.0000
18.500 1.8631 0.07509 0.06991 -0.0582 0.0580 1.0000
18.750 1.8277 0.08280 0.07767 -0.0590 0.0483 1.0000
19.000 1.7928 0.09079 0.08573 -0.0603 0.0413 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)