GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 98.3 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-1000000-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 = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.1689 0.09815 0.09526 -0.0381 0.6893 0.0176
-8.750 -0.1609 0.09529 0.09239 -0.0397 0.6842 0.0176
-8.500 -0.1530 0.09241 0.08949 -0.0412 0.6788 0.0177
-8.250 -0.1442 0.08973 0.08680 -0.0428 0.6727 0.0179
-8.000 -0.1355 0.08703 0.08408 -0.0444 0.6674 0.0182
-7.750 -0.1279 0.08401 0.08106 -0.0464 0.6632 0.0183
-7.500 -0.1205 0.08094 0.07799 -0.0485 0.6585 0.0184
-7.250 -0.1141 0.07793 0.07496 -0.0507 0.6539 0.0185
-6.750 -0.0904 0.07106 0.06806 -0.0587 0.6456 0.0187
-6.500 -0.0748 0.06734 0.06432 -0.0634 0.6413 0.0188
-4.500 0.1003 0.01415 0.00852 -0.1009 0.6104 0.0224
-4.250 0.1286 0.01336 0.00755 -0.1010 0.6027 0.0225
-4.000 0.1568 0.01273 0.00674 -0.1010 0.5949 0.0227
-3.750 0.1854 0.01212 0.00601 -0.1011 0.5876 0.0229
-3.500 0.2142 0.01181 0.00563 -0.1012 0.5786 0.0231
-3.250 0.2431 0.01159 0.00536 -0.1012 0.5693 0.0233
-3.000 0.2720 0.01142 0.00511 -0.1013 0.5579 0.0236
-2.750 0.3007 0.01125 0.00485 -0.1013 0.5424 0.0238
-2.500 0.3290 0.01112 0.00457 -0.1013 0.5136 0.0241
-2.250 0.3539 0.01150 0.00448 -0.1009 0.4166 0.0243
-2.000 0.3808 0.01159 0.00435 -0.1007 0.3737 0.0246
-1.500 0.4368 0.01148 0.00400 -0.1006 0.3389 0.0252
-1.250 0.4651 0.01142 0.00385 -0.1006 0.3280 0.0254
-1.000 0.4935 0.01136 0.00373 -0.1005 0.3201 0.0257
-0.500 0.5504 0.01117 0.00347 -0.1006 0.3092 0.0263
-0.250 0.5790 0.01111 0.00340 -0.1006 0.3048 0.0267
0.000 0.6074 0.01110 0.00336 -0.1006 0.2998 0.0271
0.250 0.6356 0.01111 0.00334 -0.1006 0.2941 0.0276
0.500 0.6642 0.01108 0.00330 -0.1006 0.2907 0.0282
0.750 0.6927 0.01108 0.00329 -0.1006 0.2868 0.0289
1.000 0.7209 0.01111 0.00328 -0.1006 0.2818 0.0295
1.250 0.7489 0.01113 0.00328 -0.1006 0.2765 0.0303
1.500 0.7773 0.01114 0.00330 -0.1006 0.2730 0.0311
1.750 0.8054 0.01119 0.00332 -0.1006 0.2682 0.0320
2.000 0.8333 0.01126 0.00337 -0.1006 0.2630 0.0330
2.250 0.8612 0.01132 0.00342 -0.1006 0.2585 0.0345
2.500 0.8892 0.01138 0.00348 -0.1006 0.2534 0.0365
2.750 0.9165 0.01150 0.00357 -0.1005 0.2462 0.0395
3.000 0.9439 0.01160 0.00366 -0.1004 0.2390 0.0435
3.250 0.9706 0.01177 0.00378 -0.1002 0.2286 0.0492
3.500 0.9968 0.01198 0.00393 -0.1000 0.2145 0.0567
3.750 1.0220 0.01225 0.00414 -0.0997 0.1973 0.0693
4.000 1.0473 0.01249 0.00437 -0.0993 0.1848 0.1026
4.250 1.0728 0.01270 0.00460 -0.0990 0.1769 0.1371
4.500 1.0982 0.01198 0.00497 -0.0993 0.1723 0.7042
4.750 1.1211 0.01158 0.00518 -0.0982 0.1693 1.0000
5.000 1.1469 0.01182 0.00537 -0.0979 0.1665 1.0000
5.250 1.1724 0.01207 0.00557 -0.0975 0.1637 1.0000
5.500 1.1977 0.01232 0.00578 -0.0972 0.1611 1.0000
5.750 1.2231 0.01254 0.00599 -0.0969 0.1594 1.0000
6.000 1.2486 0.01275 0.00619 -0.0965 0.1585 1.0000
6.250 1.2738 0.01298 0.00640 -0.0962 0.1576 1.0000
6.500 1.2986 0.01321 0.00663 -0.0958 0.1566 1.0000
6.750 1.3230 0.01346 0.00687 -0.0953 0.1556 1.0000
7.000 1.3471 0.01371 0.00712 -0.0948 0.1546 1.0000
7.250 1.3707 0.01399 0.00738 -0.0943 0.1537 1.0000
7.500 1.3939 0.01427 0.00766 -0.0936 0.1527 1.0000
7.750 1.4164 0.01457 0.00796 -0.0929 0.1518 1.0000
8.000 1.4382 0.01488 0.00827 -0.0921 0.1508 1.0000
8.250 1.4592 0.01521 0.00861 -0.0911 0.1499 1.0000
8.500 1.4780 0.01556 0.00896 -0.0898 0.1490 1.0000
8.750 1.4961 0.01594 0.00936 -0.0883 0.1481 1.0000
9.000 1.5139 0.01637 0.00981 -0.0870 0.1472 1.0000
9.250 1.5315 0.01685 0.01030 -0.0856 0.1464 1.0000
9.500 1.5492 0.01734 0.01082 -0.0844 0.1458 1.0000
9.750 1.5680 0.01779 0.01130 -0.0834 0.1456 1.0000
10.000 1.5866 0.01827 0.01182 -0.0824 0.1454 1.0000
10.250 1.6048 0.01879 0.01237 -0.0814 0.1451 1.0000
10.500 1.6229 0.01934 0.01296 -0.0805 0.1449 1.0000
10.750 1.6410 0.01990 0.01356 -0.0796 0.1444 1.0000
11.000 1.6592 0.02047 0.01416 -0.0788 0.1437 1.0000
11.250 1.6769 0.02108 0.01480 -0.0780 0.1429 1.0000
11.500 1.6942 0.02174 0.01550 -0.0772 0.1420 1.0000
11.750 1.7111 0.02244 0.01624 -0.0764 0.1409 1.0000
12.000 1.7273 0.02320 0.01702 -0.0756 0.1398 1.0000
12.250 1.7428 0.02402 0.01788 -0.0748 0.1388 1.0000
12.500 1.7577 0.02490 0.01878 -0.0739 0.1376 1.0000
12.750 1.7717 0.02586 0.01977 -0.0731 0.1362 1.0000
13.000 1.7843 0.02693 0.02087 -0.0721 0.1347 1.0000
13.250 1.7958 0.02810 0.02208 -0.0711 0.1333 1.0000
13.500 1.8108 0.02901 0.02303 -0.0704 0.1326 1.0000
13.750 1.8263 0.02987 0.02395 -0.0698 0.1318 1.0000
14.000 1.8406 0.03084 0.02497 -0.0692 0.1307 1.0000
14.250 1.8541 0.03186 0.02604 -0.0685 0.1293 1.0000
14.500 1.8663 0.03300 0.02722 -0.0677 0.1276 1.0000
14.750 1.8777 0.03422 0.02848 -0.0670 0.1260 1.0000
15.000 1.8874 0.03560 0.02989 -0.0662 0.1242 1.0000
15.250 1.8961 0.03708 0.03139 -0.0653 0.1223 1.0000
15.500 1.9064 0.03845 0.03282 -0.0647 0.1207 1.0000
15.750 1.9168 0.03981 0.03422 -0.0640 0.1172 1.0000
16.000 1.9220 0.04170 0.03610 -0.0633 0.1120 1.0000
16.250 1.9246 0.04386 0.03824 -0.0624 0.1029 1.0000
16.500 1.9040 0.04838 0.04263 -0.0609 0.0844 1.0000
16.750 1.8889 0.05256 0.04680 -0.0599 0.0749 1.0000
17.000 1.8739 0.05688 0.05114 -0.0591 0.0666 1.0000
17.250 1.8417 0.06334 0.05758 -0.0585 0.0517 1.0000
17.500 1.8109 0.07002 0.06428 -0.0584 0.0401 1.0000
17.750 1.7837 0.07652 0.07085 -0.0587 0.0332 1.0000
18.000 1.7633 0.08241 0.07684 -0.0594 0.0296 1.0000
18.250 1.7455 0.08814 0.08267 -0.0604 0.0275 1.0000
18.500 1.7262 0.09421 0.08886 -0.0616 0.0260 1.0000
18.750 1.7065 0.10049 0.09526 -0.0631 0.0249 1.0000
19.000 1.6874 0.10684 0.10173 -0.0648 0.0240 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)