Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 66.06 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe320-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe320-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.1168   0.10771   0.10420  -0.0539   0.9296   0.0429
  -9.250  -0.1164   0.10584   0.10230  -0.0567   0.9162   0.0434
  -8.750  -0.1077   0.10046   0.09688  -0.0587   0.8947   0.0438
  -8.500  -0.0978   0.09749   0.09386  -0.0572   0.8866   0.0441
  -8.250  -0.0882   0.09482   0.09118  -0.0573   0.8768   0.0445
  -8.000  -0.0812   0.09243   0.08874  -0.0573   0.8686   0.0450
  -7.750  -0.0725   0.08991   0.08622  -0.0584   0.8598   0.0457
  -7.500  -0.0651   0.08744   0.08372  -0.0595   0.8523   0.0464
  -7.250  -0.0573   0.08491   0.08118  -0.0612   0.8453   0.0474
  -7.000  -0.0529   0.08262   0.07888  -0.0660   0.8373   0.0486
  -6.750  -0.0414   0.07916   0.07531  -0.0770   0.8309   0.0492
  -6.500  -0.0294   0.07625   0.07244  -0.0743   0.8252   0.0495
  -6.250  -0.0164   0.07361   0.06979  -0.0740   0.8187   0.0500
  -6.000  -0.0025   0.07103   0.06717  -0.0750   0.8133   0.0507
  -5.750   0.0138   0.06841   0.06451  -0.0774   0.8079   0.0516
  -5.500   0.0323   0.06562   0.06170  -0.0808   0.8019   0.0529
  -5.250   0.0703   0.06180   0.05752  -0.0943   0.7964   0.0555
  -5.000   0.0830   0.05881   0.05456  -0.0928   0.7925   0.0558
  -4.750   0.0992   0.05640   0.05220  -0.0926   0.7874   0.0564
  -4.500   0.1184   0.05413   0.04991  -0.0933   0.7816   0.0574
  -4.250   0.1408   0.05178   0.04747  -0.0948   0.7765   0.0590
  -4.000   0.1791   0.04879   0.04405  -0.1009   0.7724   0.0631
  -3.750   0.1965   0.04638   0.04174  -0.1007   0.7664   0.0638
  -3.500   0.2177   0.04440   0.03974  -0.1009   0.7607   0.0652
  -3.250   0.2431   0.04242   0.03763  -0.1017   0.7561   0.0676
  -3.000   0.2781   0.04013   0.03495  -0.1044   0.7510   0.0719
  -2.750   0.2994   0.03804   0.03292  -0.1045   0.7445   0.0730
  -2.500   0.3241   0.03634   0.03114  -0.1047   0.7391   0.0753
  -2.250   0.3584   0.03486   0.02919  -0.1058   0.7350   0.0818
  -2.000   0.3811   0.03286   0.02730  -0.1060   0.7282   0.0834
  -1.750   0.4070   0.03141   0.02577  -0.1061   0.7218   0.0867
  -1.500   0.4380   0.02998   0.02397  -0.1064   0.7163   0.0942
  -1.250   0.4626   0.02857   0.02263  -0.1064   0.7081   0.0981
  -1.000   0.4923   0.02736   0.02113  -0.1065   0.7013   0.1078
  -0.750   0.5185   0.02609   0.01984  -0.1064   0.6935   0.1128
  -0.500   0.5473   0.02491   0.01846  -0.1064   0.6850   0.1231
  -0.250   0.5760   0.02414   0.01747  -0.1062   0.6766   0.1365
   0.000   0.6025   0.02278   0.01612  -0.1061   0.6669   0.1437
   0.500   0.6699   0.01925   0.01150  -0.1042   0.6478   0.0797
   0.750   0.6979   0.01810   0.01024  -0.1038   0.6355   0.0768
   1.000   0.7262   0.01715   0.00906  -0.1031   0.6223   0.0744
   1.250   0.7536   0.01648   0.00826  -0.1024   0.6062   0.0746
   1.500   0.7802   0.01601   0.00772  -0.1018   0.5854   0.0765
   1.750   0.8060   0.01572   0.00727  -0.1010   0.5572   0.0802
   2.000   0.8304   0.01533   0.00677  -0.1001   0.5168   0.0831
   2.250   0.8527   0.01534   0.00653  -0.0989   0.4727   0.0874
   2.500   0.8748   0.01552   0.00646  -0.0978   0.4421   0.0942
   2.750   0.8976   0.01577   0.00655  -0.0970   0.4224   0.1045
   3.000   0.9215   0.01590   0.00662  -0.0963   0.4079   0.1231
   3.250   0.9447   0.01430   0.00673  -0.0954   0.3971   1.0000
   3.500   0.9687   0.01476   0.00691  -0.0947   0.3870   1.0000
   3.750   0.9935   0.01514   0.00716  -0.0942   0.3781   1.0000
   4.000   1.0176   0.01559   0.00743  -0.0936   0.3698   1.0000
   4.250   1.0421   0.01598   0.00773  -0.0931   0.3620   1.0000
   4.500   1.0662   0.01638   0.00803  -0.0925   0.3542   1.0000
   4.750   1.0901   0.01686   0.00838  -0.0919   0.3470   1.0000
   5.000   1.1140   0.01721   0.00871  -0.0913   0.3392   1.0000
   5.250   1.1372   0.01773   0.00908  -0.0907   0.3318   1.0000
   5.500   1.1604   0.01809   0.00945  -0.0900   0.3241   1.0000
   5.750   1.1827   0.01854   0.00983  -0.0892   0.3162   1.0000
   6.000   1.2046   0.01901   0.01026  -0.0884   0.3080   1.0000
   6.250   1.2256   0.01944   0.01065  -0.0874   0.2994   1.0000
   6.500   1.2462   0.01996   0.01113  -0.0864   0.2908   1.0000
   6.750   1.2658   0.02042   0.01155  -0.0853   0.2822   1.0000
   7.000   1.2854   0.02099   0.01206  -0.0842   0.2744   1.0000
   7.250   1.3042   0.02147   0.01255  -0.0829   0.2668   1.0000
   7.500   1.3234   0.02212   0.01307  -0.0818   0.2608   1.0000
   7.750   1.3417   0.02262   0.01364  -0.0805   0.2546   1.0000
   8.000   1.3588   0.02315   0.01415  -0.0790   0.2498   1.0000
   8.250   1.3783   0.02384   0.01471  -0.0780   0.2456   1.0000
   8.500   1.3959   0.02442   0.01537  -0.0767   0.2418   1.0000
   8.750   1.4141   0.02502   0.01600  -0.0755   0.2382   1.0000
   9.000   1.4325   0.02563   0.01661  -0.0744   0.2351   1.0000
   9.250   1.4521   0.02628   0.01722  -0.0735   0.2325   1.0000
   9.500   1.4759   0.02701   0.01787  -0.0732   0.2299   1.0000
   9.750   1.4937   0.02769   0.01866  -0.0721   0.2278   1.0000
  10.000   1.5124   0.02840   0.01945  -0.0712   0.2257   1.0000
  10.250   1.5312   0.02911   0.02022  -0.0703   0.2236   1.0000
  10.500   1.5498   0.02981   0.02096  -0.0694   0.2215   1.0000
  10.750   1.5688   0.03052   0.02169  -0.0686   0.2196   1.0000
  11.000   1.5893   0.03124   0.02242  -0.0680   0.2179   1.0000
  11.250   1.6143   0.03199   0.02314  -0.0680   0.2164   1.0000
  11.500   1.6409   0.03286   0.02402  -0.0682   0.2149   1.0000
  11.750   1.6562   0.03378   0.02509  -0.0671   0.2139   1.0000
  12.000   1.6719   0.03475   0.02620  -0.0660   0.2128   1.0000
  12.250   1.6875   0.03576   0.02734  -0.0650   0.2116   1.0000
  12.500   1.7031   0.03681   0.02852  -0.0640   0.2105   1.0000
  12.750   1.7184   0.03790   0.02973  -0.0631   0.2094   1.0000
  13.000   1.7335   0.03902   0.03096  -0.0622   0.2083   1.0000
  13.250   1.7475   0.04011   0.03216  -0.0611   0.2071   1.0000
  13.500   1.7618   0.04105   0.03317  -0.0602   0.2054   1.0000
  13.750   1.7806   0.04173   0.03381  -0.0596   0.2032   1.0000
  14.000   1.8064   0.04272   0.03475  -0.0599   0.2006   1.0000
  14.250   1.8025   0.04433   0.03659  -0.0574   0.1993   1.0000
  14.500   1.8001   0.04607   0.03854  -0.0553   0.1977   1.0000
  14.750   1.7981   0.04792   0.04057  -0.0535   0.1960   1.0000
  15.000   1.7989   0.04963   0.04242  -0.0520   0.1940   1.0000
  15.250   1.8051   0.05098   0.04385  -0.0509   0.1919   1.0000
  15.500   1.8204   0.05174   0.04459  -0.0504   0.1897   1.0000
  15.750   1.8514   0.05213   0.04486  -0.0507   0.1867   1.0000
  16.000   1.8388   0.05481   0.04779  -0.0488   0.1857   1.0000
  16.250   1.8263   0.05775   0.05097  -0.0473   0.1845   1.0000
  16.500   1.8136   0.06092   0.05436  -0.0460   0.1831   1.0000
  16.750   1.8000   0.06434   0.05799  -0.0451   0.1816   1.0000
  17.000   1.7884   0.06769   0.06152  -0.0444   0.1799   1.0000
  17.250   1.7868   0.07012   0.06405  -0.0440   0.1780   1.0000
  17.500   1.8138   0.06956   0.06340  -0.0437   0.1753   1.0000
  17.750   1.8378   0.06989   0.06368  -0.0434   0.1727   1.0000
  18.000   1.8084   0.07523   0.06931  -0.0431   0.1719   1.0000
  18.250   1.7733   0.08181   0.07618  -0.0436   0.1710   1.0000
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)