GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 63.12 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.1208 0.09854 0.09432 -0.0480 0.7983 0.0373
-8.250 -0.1163 0.09576 0.09152 -0.0510 0.7915 0.0374
-8.000 -0.1112 0.09284 0.08860 -0.0538 0.7843 0.0375
-7.750 -0.0983 0.08989 0.08560 -0.0528 0.7784 0.0377
-7.500 -0.0868 0.08723 0.08296 -0.0531 0.7721 0.0380
-7.250 -0.0766 0.08472 0.08044 -0.0541 0.7661 0.0385
-7.000 -0.0677 0.08224 0.07794 -0.0554 0.7611 0.0392
-6.750 -0.0591 0.07970 0.07539 -0.0576 0.7561 0.0399
-6.500 -0.0466 0.07675 0.07244 -0.0611 0.7503 0.0407
-6.250 -0.0317 0.07344 0.06908 -0.0663 0.7450 0.0416
-5.750 0.0105 0.06559 0.06102 -0.0809 0.7348 0.0422
-5.500 0.0250 0.06303 0.05848 -0.0804 0.7295 0.0424
-5.250 0.0417 0.06058 0.05599 -0.0809 0.7247 0.0427
-5.000 0.0611 0.05808 0.05344 -0.0825 0.7202 0.0432
-4.750 0.0829 0.05549 0.05081 -0.0848 0.7151 0.0439
-4.500 0.1065 0.05284 0.04808 -0.0874 0.7104 0.0451
-4.250 0.1459 0.04864 0.04346 -0.0947 0.7062 0.0475
-4.000 0.1648 0.04632 0.04116 -0.0949 0.7012 0.0478
-3.750 0.1869 0.04420 0.03901 -0.0956 0.6953 0.0482
-3.500 0.2112 0.04211 0.03682 -0.0966 0.6898 0.0488
-3.250 0.2372 0.04001 0.03458 -0.0977 0.6849 0.0496
-2.750 0.2966 0.03375 0.02785 -0.1007 0.6742 0.0410
-2.500 0.3249 0.03124 0.02507 -0.1014 0.6688 0.0390
-2.250 0.3533 0.02930 0.02294 -0.1019 0.6618 0.0392
-1.750 0.4145 0.02296 0.01555 -0.1024 0.6473 0.0374
-1.500 0.4428 0.02143 0.01377 -0.1024 0.6385 0.0375
-1.250 0.4706 0.02044 0.01257 -0.1023 0.6304 0.0378
-1.000 0.4986 0.01959 0.01160 -0.1023 0.6210 0.0381
-0.750 0.5265 0.01888 0.01071 -0.1021 0.6118 0.0387
-0.500 0.5545 0.01827 0.00996 -0.1020 0.5998 0.0400
-0.250 0.5825 0.01751 0.00897 -0.1017 0.5866 0.0412
0.000 0.6103 0.01684 0.00806 -0.1013 0.5710 0.0418
0.250 0.6375 0.01634 0.00742 -0.1010 0.5509 0.0424
0.500 0.6637 0.01605 0.00701 -0.1005 0.5213 0.0432
0.750 0.6878 0.01595 0.00665 -0.0997 0.4734 0.0442
1.000 0.7103 0.01609 0.00646 -0.0987 0.4293 0.0458
1.250 0.7337 0.01622 0.00637 -0.0979 0.4024 0.0478
1.500 0.7578 0.01632 0.00638 -0.0973 0.3848 0.0496
1.750 0.7823 0.01640 0.00635 -0.0967 0.3716 0.0514
2.000 0.8073 0.01645 0.00633 -0.0962 0.3604 0.0536
2.250 0.8316 0.01659 0.00642 -0.0957 0.3505 0.0569
2.500 0.8571 0.01666 0.00648 -0.0953 0.3425 0.0618
2.750 0.8819 0.01682 0.00658 -0.0948 0.3352 0.0676
3.000 0.9069 0.01696 0.00671 -0.0944 0.3289 0.0773
3.250 0.9322 0.01706 0.00687 -0.0940 0.3227 0.0979
3.500 0.9567 0.01720 0.00709 -0.0935 0.3168 0.1523
3.750 0.9791 0.01589 0.00738 -0.0926 0.3118 1.0000
4.000 1.0042 0.01614 0.00756 -0.0921 0.3065 1.0000
4.250 1.0285 0.01645 0.00778 -0.0915 0.3008 1.0000
4.500 1.0515 0.01683 0.00805 -0.0908 0.2955 1.0000
4.750 1.0757 0.01712 0.00830 -0.0902 0.2903 1.0000
5.000 1.0995 0.01743 0.00857 -0.0896 0.2844 1.0000
5.250 1.1217 0.01781 0.00887 -0.0888 0.2787 1.0000
5.500 1.1446 0.01815 0.00918 -0.0881 0.2730 1.0000
5.750 1.1671 0.01849 0.00949 -0.0874 0.2665 1.0000
6.000 1.1875 0.01893 0.00986 -0.0863 0.2604 1.0000
6.250 1.2096 0.01927 0.01021 -0.0855 0.2535 1.0000
6.500 1.2291 0.01972 0.01060 -0.0844 0.2466 1.0000
6.750 1.2486 0.02015 0.01101 -0.0832 0.2396 1.0000
7.000 1.2651 0.02064 0.01146 -0.0816 0.2325 1.0000
7.250 1.2819 0.02116 0.01196 -0.0801 0.2260 1.0000
7.500 1.2982 0.02174 0.01251 -0.0786 0.2196 1.0000
7.750 1.3137 0.02239 0.01313 -0.0771 0.2145 1.0000
8.000 1.3304 0.02302 0.01376 -0.0759 0.2097 1.0000
8.250 1.3458 0.02374 0.01446 -0.0745 0.2057 1.0000
8.750 1.3765 0.02528 0.01599 -0.0720 0.1996 1.0000
9.000 1.3923 0.02606 0.01679 -0.0709 0.1969 1.0000
9.250 1.4074 0.02690 0.01764 -0.0698 0.1945 1.0000
9.500 1.4219 0.02779 0.01855 -0.0687 0.1924 1.0000
9.750 1.4357 0.02875 0.01950 -0.0675 0.1906 1.0000
10.000 1.4491 0.02976 0.02051 -0.0664 0.1889 1.0000
10.250 1.4640 0.03068 0.02146 -0.0654 0.1875 1.0000
10.500 1.4794 0.03158 0.02242 -0.0645 0.1862 1.0000
10.750 1.4944 0.03251 0.02341 -0.0636 0.1849 1.0000
11.000 1.5091 0.03347 0.02442 -0.0627 0.1837 1.0000
11.250 1.5234 0.03447 0.02547 -0.0618 0.1825 1.0000
11.500 1.5376 0.03548 0.02655 -0.0609 0.1814 1.0000
11.750 1.5513 0.03653 0.02764 -0.0600 0.1803 1.0000
12.000 1.5649 0.03760 0.02876 -0.0592 0.1793 1.0000
12.250 1.5782 0.03869 0.02989 -0.0583 0.1783 1.0000
12.500 1.5912 0.03982 0.03106 -0.0574 0.1772 1.0000
12.750 1.6043 0.04093 0.03220 -0.0566 0.1761 1.0000
13.000 1.6185 0.04198 0.03326 -0.0557 0.1751 1.0000
13.250 1.6340 0.04296 0.03426 -0.0550 0.1742 1.0000
13.500 1.6467 0.04414 0.03555 -0.0542 0.1736 1.0000
13.750 1.6590 0.04536 0.03689 -0.0535 0.1730 1.0000
14.000 1.6709 0.04662 0.03827 -0.0527 0.1723 1.0000
14.250 1.6812 0.04803 0.03980 -0.0520 0.1714 1.0000
14.500 1.6900 0.04956 0.04146 -0.0513 0.1703 1.0000
14.750 1.6972 0.05124 0.04325 -0.0506 0.1688 1.0000
15.000 1.7033 0.05301 0.04513 -0.0500 0.1671 1.0000
15.250 1.7089 0.05486 0.04708 -0.0494 0.1652 1.0000
15.500 1.7148 0.05670 0.04898 -0.0489 0.1634 1.0000
15.750 1.7230 0.05833 0.05062 -0.0483 0.1616 1.0000
16.000 1.7342 0.05967 0.05197 -0.0477 0.1597 1.0000
16.250 1.7322 0.06247 0.05498 -0.0475 0.1584 1.0000
16.500 1.7303 0.06536 0.05806 -0.0474 0.1569 1.0000
16.750 1.7289 0.06826 0.06114 -0.0474 0.1552 1.0000
17.000 1.7275 0.07123 0.06425 -0.0474 0.1534 1.0000
17.250 1.7266 0.07420 0.06734 -0.0476 0.1516 1.0000
17.500 1.7259 0.07714 0.07039 -0.0479 0.1499 1.0000
17.750 1.7268 0.07989 0.07322 -0.0481 0.1482 1.0000
18.000 1.7327 0.08190 0.07521 -0.0481 0.1462 1.0000
18.250 1.7236 0.08622 0.07974 -0.0490 0.1447 1.0000
18.500 1.7107 0.09125 0.08501 -0.0503 0.1433 1.0000
18.750 1.6979 0.09635 0.09032 -0.0517 0.1417 1.0000
19.000 1.6844 0.10166 0.09583 -0.0534 0.1401 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)