GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 84.97 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.1315 0.09241 0.08900 -0.0446 0.7203 0.0257
-8.000 -0.1254 0.08915 0.08575 -0.0471 0.7152 0.0257
-7.750 -0.1193 0.08588 0.08247 -0.0498 0.7099 0.0258
-7.500 -0.1136 0.08263 0.07919 -0.0527 0.7048 0.0258
-7.250 -0.1057 0.07919 0.07575 -0.0568 0.7001 0.0258
-7.000 -0.0927 0.07543 0.07197 -0.0615 0.6952 0.0258
-6.750 -0.0789 0.07260 0.06912 -0.0630 0.6904 0.0259
-6.500 -0.0641 0.07021 0.06670 -0.0641 0.6857 0.0260
-6.250 -0.0478 0.06765 0.06412 -0.0662 0.6805 0.0262
-6.000 -0.0302 0.06502 0.06147 -0.0688 0.6746 0.0264
-5.750 -0.0113 0.06248 0.05888 -0.0715 0.6693 0.0268
-5.500 0.0093 0.05975 0.05610 -0.0747 0.6652 0.0274
-5.250 0.0368 0.05533 0.05158 -0.0814 0.6614 0.0291
-5.000 0.0640 0.05088 0.04700 -0.0867 0.6572 0.0292
-4.750 0.0870 0.04520 0.04114 -0.0907 0.6531 0.0257
-4.500 0.1104 0.04312 0.03897 -0.0920 0.6485 0.0256
-4.250 0.1358 0.04057 0.03634 -0.0938 0.6435 0.0255
-4.000 0.1628 0.03750 0.03311 -0.0958 0.6373 0.0254
-3.500 0.2188 0.03068 0.02584 -0.0990 0.6243 0.0256
-3.000 0.2751 0.01939 0.01346 -0.1011 0.6135 0.0260
-2.750 0.3032 0.01805 0.01193 -0.1013 0.6061 0.0263
-2.500 0.3313 0.01736 0.01109 -0.1014 0.5972 0.0266
-2.250 0.3596 0.01659 0.01016 -0.1015 0.5872 0.0270
-2.000 0.3878 0.01521 0.00845 -0.1015 0.5761 0.0276
-1.750 0.4162 0.01414 0.00710 -0.1015 0.5621 0.0280
-1.500 0.4443 0.01347 0.00619 -0.1014 0.5435 0.0285
-1.250 0.4718 0.01307 0.00554 -0.1012 0.5120 0.0289
-1.000 0.4970 0.01307 0.00515 -0.1007 0.4499 0.0292
-0.750 0.5219 0.01318 0.00495 -0.1002 0.4001 0.0296
-0.500 0.5482 0.01321 0.00485 -0.1000 0.3738 0.0300
-0.250 0.5752 0.01321 0.00475 -0.0998 0.3574 0.0305
0.000 0.6025 0.01321 0.00468 -0.0997 0.3460 0.0312
0.250 0.6298 0.01319 0.00459 -0.0995 0.3363 0.0321
0.500 0.6572 0.01316 0.00448 -0.0994 0.3281 0.0329
0.750 0.6847 0.01310 0.00438 -0.0992 0.3209 0.0335
1.000 0.7119 0.01310 0.00436 -0.0991 0.3151 0.0343
1.250 0.7395 0.01310 0.00435 -0.0990 0.3104 0.0352
1.500 0.7671 0.01310 0.00434 -0.0989 0.3052 0.0363
1.750 0.7943 0.01315 0.00435 -0.0987 0.2996 0.0375
2.000 0.8212 0.01323 0.00442 -0.0986 0.2945 0.0394
2.250 0.8488 0.01327 0.00446 -0.0985 0.2909 0.0416
2.500 0.8761 0.01331 0.00452 -0.0984 0.2866 0.0441
2.750 0.9031 0.01340 0.00459 -0.0982 0.2818 0.0476
3.000 0.9296 0.01353 0.00470 -0.0980 0.2770 0.0530
3.250 0.9567 0.01359 0.00480 -0.0979 0.2730 0.0620
3.500 0.9835 0.01367 0.00493 -0.0977 0.2678 0.0785
3.750 1.0096 0.01379 0.00510 -0.0975 0.2620 0.1173
4.000 1.0359 0.01385 0.00527 -0.0973 0.2568 0.1817
4.500 1.0839 0.01278 0.00575 -0.0963 0.2426 1.0000
4.750 1.1089 0.01305 0.00594 -0.0958 0.2328 1.0000
5.000 1.1333 0.01335 0.00615 -0.0954 0.2218 1.0000
5.250 1.1569 0.01370 0.00640 -0.0947 0.2096 1.0000
5.500 1.1798 0.01409 0.00668 -0.0940 0.1987 1.0000
5.750 1.2023 0.01448 0.00699 -0.0933 0.1902 1.0000
6.000 1.2250 0.01484 0.00729 -0.0926 0.1849 1.0000
6.250 1.2475 0.01520 0.00761 -0.0918 0.1807 1.0000
6.500 1.2691 0.01559 0.00796 -0.0910 0.1770 1.0000
6.750 1.2903 0.01598 0.00832 -0.0900 0.1740 1.0000
7.000 1.3118 0.01632 0.00866 -0.0891 0.1723 1.0000
7.250 1.3323 0.01668 0.00903 -0.0881 0.1707 1.0000
7.500 1.3507 0.01707 0.00942 -0.0867 0.1691 1.0000
7.750 1.3686 0.01751 0.00986 -0.0852 0.1677 1.0000
8.000 1.3863 0.01798 0.01034 -0.0839 0.1663 1.0000
8.250 1.4038 0.01850 0.01086 -0.0825 0.1650 1.0000
8.500 1.4208 0.01906 0.01144 -0.0812 0.1638 1.0000
8.750 1.4375 0.01968 0.01206 -0.0800 0.1626 1.0000
9.000 1.4537 0.02034 0.01274 -0.0787 0.1614 1.0000
9.250 1.4694 0.02106 0.01348 -0.0775 0.1603 1.0000
9.500 1.4859 0.02175 0.01420 -0.0764 0.1596 1.0000
9.750 1.5031 0.02242 0.01490 -0.0755 0.1591 1.0000
10.000 1.5200 0.02312 0.01566 -0.0746 0.1587 1.0000
10.250 1.5366 0.02386 0.01644 -0.0737 0.1581 1.0000
10.500 1.5527 0.02464 0.01727 -0.0728 0.1576 1.0000
10.750 1.5685 0.02547 0.01815 -0.0719 0.1571 1.0000
11.000 1.5839 0.02633 0.01906 -0.0710 0.1566 1.0000
11.250 1.5988 0.02723 0.02002 -0.0702 0.1560 1.0000
11.500 1.6134 0.02817 0.02101 -0.0693 0.1554 1.0000
11.750 1.6275 0.02915 0.02204 -0.0684 0.1548 1.0000
12.000 1.6413 0.03016 0.02311 -0.0676 0.1540 1.0000
12.250 1.6546 0.03123 0.02422 -0.0667 0.1529 1.0000
12.500 1.6671 0.03236 0.02539 -0.0659 0.1517 1.0000
12.750 1.6786 0.03358 0.02665 -0.0650 0.1505 1.0000
13.000 1.6891 0.03489 0.02800 -0.0641 0.1491 1.0000
13.250 1.6985 0.03630 0.02944 -0.0632 0.1478 1.0000
13.500 1.7067 0.03781 0.03099 -0.0622 0.1464 1.0000
13.750 1.7177 0.03910 0.03235 -0.0614 0.1454 1.0000
14.000 1.7299 0.04032 0.03365 -0.0608 0.1447 1.0000
14.250 1.7416 0.04160 0.03502 -0.0602 0.1440 1.0000
14.500 1.7528 0.04295 0.03645 -0.0597 0.1431 1.0000
14.750 1.7637 0.04436 0.03794 -0.0592 0.1418 1.0000
15.000 1.7741 0.04582 0.03948 -0.0587 0.1402 1.0000
15.250 1.7829 0.04747 0.04119 -0.0582 0.1386 1.0000
15.500 1.7907 0.04922 0.04300 -0.0578 0.1372 1.0000
15.750 1.7970 0.05118 0.04501 -0.0573 0.1357 1.0000
16.000 1.8016 0.05333 0.04721 -0.0569 0.1342 1.0000
16.250 1.8068 0.05543 0.04937 -0.0565 0.1328 1.0000
16.500 1.8161 0.05713 0.05119 -0.0563 0.1316 1.0000
16.750 1.8244 0.05897 0.05313 -0.0562 0.1297 1.0000
17.000 1.8307 0.06104 0.05529 -0.0560 0.1276 1.0000
17.250 1.8348 0.06341 0.05773 -0.0559 0.1254 1.0000
17.500 1.8356 0.06621 0.06059 -0.0559 0.1230 1.0000
17.750 1.8383 0.06879 0.06325 -0.0560 0.1206 1.0000
18.000 1.8412 0.07135 0.06591 -0.0560 0.1169 1.0000
18.500 1.8330 0.07847 0.07314 -0.0567 0.1046 1.0000
18.750 1.8131 0.08429 0.07896 -0.0576 0.0936 1.0000
19.000 1.7836 0.09158 0.08627 -0.0590 0.0848 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)