GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 33.65 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.1346 0.11287 0.10631 -0.0532 0.9584 0.0988
-8.250 -0.1347 0.11222 0.10568 -0.0590 0.9462 0.1002
-8.000 -0.1233 0.10883 0.10232 -0.0619 0.9383 0.1011
-7.750 -0.0963 0.10354 0.09702 -0.0613 0.9346 0.1037
-7.500 -0.0801 0.10043 0.09390 -0.0635 0.9284 0.1064
-7.250 -0.0727 0.09822 0.09171 -0.0651 0.9198 0.1089
-7.000 -0.0664 0.09623 0.08974 -0.0682 0.9111 0.1119
-6.750 -0.0674 0.09552 0.08901 -0.0737 0.8995 0.1141
-6.500 -0.0559 0.09311 0.08657 -0.0791 0.8923 0.1151
-6.250 -0.0389 0.08881 0.08231 -0.0765 0.8885 0.1169
-6.000 -0.0315 0.08654 0.08008 -0.0755 0.8811 0.1191
-5.750 -0.0179 0.08405 0.07759 -0.0772 0.8755 0.1224
-5.500 -0.0072 0.08221 0.07570 -0.0806 0.8686 0.1272
-5.250 0.0015 0.08118 0.07454 -0.0864 0.8594 0.1302
-5.000 0.0169 0.07737 0.07083 -0.0841 0.8559 0.1329
-4.750 0.0316 0.07510 0.06855 -0.0845 0.8511 0.1380
-4.500 0.0432 0.07448 0.06773 -0.0896 0.8417 0.1455
-4.250 0.0603 0.07082 0.06419 -0.0880 0.8372 0.1490
-4.000 0.0763 0.06889 0.06220 -0.0888 0.8301 0.1559
-3.750 0.0940 0.06679 0.06000 -0.0911 0.8217 0.1629
-3.500 0.1294 0.06463 0.05759 -0.0958 0.8159 0.1772
-3.250 0.1357 0.06213 0.05520 -0.0930 0.8051 0.1800
-3.000 0.1679 0.05945 0.05237 -0.0957 0.7981 0.1963
-2.500 0.2543 0.05311 0.04483 -0.1033 0.7798 0.1003
-2.250 0.2706 0.05097 0.04276 -0.1022 0.7694 0.0980
-1.750 0.3332 0.04668 0.03780 -0.1041 0.7551 0.0868
-1.500 0.3567 0.04513 0.03613 -0.1038 0.7464 0.0851
-1.250 0.3927 0.04306 0.03378 -0.1049 0.7411 0.0831
-1.000 0.4116 0.04216 0.03268 -0.1038 0.7301 0.0819
-0.750 0.4466 0.04050 0.03073 -0.1043 0.7239 0.0824
-0.500 0.4680 0.03974 0.02978 -0.1033 0.7129 0.0837
-0.250 0.5026 0.03826 0.02800 -0.1035 0.7059 0.0847
0.000 0.5249 0.03753 0.02709 -0.1024 0.6943 0.0848
0.250 0.5603 0.03608 0.02535 -0.1024 0.6871 0.0853
0.500 0.5823 0.03554 0.02461 -0.1011 0.6742 0.0866
0.750 0.6136 0.03442 0.02333 -0.1006 0.6652 0.0898
1.250 0.6635 0.03318 0.02188 -0.0982 0.6393 0.0955
1.500 0.6943 0.03233 0.02078 -0.0974 0.6279 0.0995
1.750 0.7216 0.03159 0.02002 -0.0964 0.6144 0.1055
2.250 0.7676 0.03081 0.01912 -0.0936 0.5815 0.1196
2.500 0.7912 0.03045 0.01867 -0.0923 0.5639 0.1309
2.750 0.8153 0.03003 0.01819 -0.0911 0.5453 0.1476
3.000 0.8405 0.02951 0.01766 -0.0901 0.5262 0.1785
3.250 0.8622 0.02746 0.01719 -0.0884 0.5074 1.0000
3.500 0.8846 0.02764 0.01691 -0.0868 0.4870 1.0000
3.750 0.9075 0.02781 0.01668 -0.0855 0.4683 1.0000
4.000 0.9300 0.02811 0.01661 -0.0842 0.4517 1.0000
4.250 0.9525 0.02851 0.01669 -0.0831 0.4377 1.0000
4.500 0.9749 0.02899 0.01688 -0.0821 0.4254 1.0000
4.750 0.9955 0.02965 0.01736 -0.0810 0.4135 1.0000
5.000 1.0178 0.03025 0.01773 -0.0801 0.4031 1.0000
5.250 1.0388 0.03094 0.01826 -0.0792 0.3925 1.0000
5.500 1.0596 0.03167 0.01885 -0.0783 0.3827 1.0000
5.750 1.0814 0.03237 0.01939 -0.0774 0.3731 1.0000
6.000 1.1012 0.03319 0.02014 -0.0765 0.3640 1.0000
6.250 1.1226 0.03395 0.02079 -0.0757 0.3552 1.0000
6.500 1.1442 0.03476 0.02152 -0.0750 0.3474 1.0000
6.750 1.1631 0.03569 0.02245 -0.0740 0.3392 1.0000
7.000 1.1903 0.03633 0.02290 -0.0739 0.3323 1.0000
7.250 1.2034 0.03752 0.02421 -0.0724 0.3245 1.0000
7.500 1.2238 0.03842 0.02507 -0.0716 0.3174 1.0000
7.750 1.2472 0.03927 0.02580 -0.0712 0.3111 1.0000
8.000 1.2575 0.04060 0.02728 -0.0695 0.3042 1.0000
8.250 1.2765 0.04157 0.02823 -0.0686 0.2983 1.0000
8.500 1.3015 0.04242 0.02897 -0.0684 0.2933 1.0000
8.750 1.3055 0.04408 0.03084 -0.0661 0.2879 1.0000
9.000 1.3182 0.04546 0.03230 -0.0648 0.2832 1.0000
9.250 1.3384 0.04652 0.03335 -0.0642 0.2793 1.0000
9.500 1.3614 0.04756 0.03435 -0.0639 0.2760 1.0000
9.750 1.3571 0.04995 0.03701 -0.0614 0.2722 1.0000
10.000 1.3582 0.05218 0.03942 -0.0596 0.2686 1.0000
10.250 1.3652 0.05408 0.04144 -0.0583 0.2654 1.0000
10.500 1.3800 0.05547 0.04286 -0.0575 0.2626 1.0000
10.750 1.4048 0.05629 0.04360 -0.0573 0.2602 1.0000
11.000 1.3685 0.06143 0.04915 -0.0544 0.2572 1.0000
11.250 1.3226 0.06838 0.05646 -0.0527 0.2539 1.0000
11.500 1.2616 0.07829 0.06670 -0.0528 0.2501 1.0000
11.750 1.2321 0.08556 0.07413 -0.0537 0.2471 1.0000
12.000 1.2347 0.08878 0.07739 -0.0536 0.2453 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)