GOE 321 (HANSA-BRANDENBURG III.1) AIRFOIL (goe321-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 321 (HANSA-BRANDENBURG III.1) AIRFOIL (goe321-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.9 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe321-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe321-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 321 (HANSA-BRANDENBURG III.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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3513 0.14110 0.13417 -0.0090 1.0000 0.1208
-11.000 -0.3577 0.14109 0.13424 -0.0122 1.0000 0.1227
-10.750 -0.3692 0.14189 0.13514 -0.0162 1.0000 0.1234
-10.500 -0.3292 0.13079 0.12400 -0.0124 1.0000 0.1292
-10.250 -0.3224 0.12790 0.12116 -0.0136 1.0000 0.1342
-10.000 -0.3264 0.12698 0.12033 -0.0165 1.0000 0.1382
-9.750 -0.3403 0.12777 0.12125 -0.0209 1.0000 0.1394
-9.500 -0.3060 0.11878 0.11223 -0.0179 1.0000 0.1444
-9.250 -0.2976 0.11569 0.10919 -0.0187 1.0000 0.1497
-9.000 -0.3017 0.11446 0.10807 -0.0215 1.0000 0.1544
-8.750 -0.3195 0.11516 0.10895 -0.0260 1.0000 0.1560
-8.500 -0.2821 0.10690 0.10065 -0.0227 1.0000 0.1624
-8.250 -0.2801 0.10472 0.09858 -0.0241 1.0000 0.1692
-8.000 -0.3004 0.10514 0.09923 -0.0271 1.0000 0.1722
-7.750 -0.2738 0.09921 0.09332 -0.0252 1.0000 0.1795
-7.500 -0.2853 0.09834 0.09263 -0.0237 1.0000 0.1845
-7.250 -0.3166 0.09927 0.09377 -0.0185 1.0000 0.1845
-7.000 -0.3458 0.09990 0.09455 -0.0143 1.0000 0.1851
-6.750 -0.3717 0.10016 0.09493 -0.0120 1.0000 0.1868
-6.500 -0.3980 0.10057 0.09544 -0.0123 1.0000 0.1886
-6.250 -0.4095 0.09869 0.09365 -0.0116 1.0000 0.1910
-6.000 -0.3887 0.09481 0.08977 -0.0113 0.9951 0.2023
-5.750 -0.3641 0.09058 0.08552 -0.0165 0.9858 0.2139
-5.500 -0.3431 0.08695 0.08186 -0.0224 0.9762 0.2281
-5.250 -0.3202 0.08344 0.07831 -0.0269 0.9676 0.2450
-5.000 -0.2990 0.08020 0.07504 -0.0298 0.9588 0.2638
-4.750 -0.2822 0.07757 0.07238 -0.0323 0.9497 0.2871
-4.500 -0.2612 0.07437 0.06920 -0.0335 0.9425 0.3157
-4.250 -0.2540 0.07223 0.06708 -0.0325 0.9346 0.3472
-4.000 0.0554 0.05639 0.05112 -0.0254 0.9629 0.9403
-3.750 -0.0136 0.05904 0.05389 -0.0160 0.9449 0.8422
-3.500 -0.0786 0.06086 0.05584 -0.0098 0.9293 0.7606
-3.250 -0.1257 0.06154 0.05663 -0.0033 0.9175 0.7365
-3.000 0.1547 0.04809 0.04275 -0.0445 0.9261 0.9385
-2.750 0.1053 0.04953 0.04430 -0.0350 0.9125 0.8957
-2.500 0.0513 0.05095 0.04584 -0.0249 0.9010 0.8663
-2.000 -0.0690 0.05285 0.04801 -0.0027 0.8835 0.8239
-1.750 -0.1271 0.05285 0.04814 0.0053 0.8773 0.7921
-1.500 -0.1634 0.05213 0.04747 0.0065 0.8714 0.7567
-1.250 0.1400 0.04743 0.03891 -0.0848 0.8565 0.2191
-1.000 0.1700 0.04670 0.03777 -0.0858 0.8492 0.2002
-0.750 0.2189 0.04594 0.03641 -0.0889 0.8420 0.1882
-0.500 0.2358 0.04570 0.03605 -0.0880 0.8337 0.1851
-0.250 0.2871 0.04477 0.03472 -0.0912 0.8257 0.1779
0.000 0.2995 0.04520 0.03492 -0.0895 0.8169 0.1752
0.250 0.3463 0.04464 0.03413 -0.0919 0.8086 0.1761
0.500 0.3579 0.04519 0.03463 -0.0902 0.7992 0.1797
0.750 0.3988 0.04513 0.03436 -0.0916 0.7905 0.1861
1.000 0.4184 0.04571 0.03481 -0.0907 0.7804 0.1898
1.250 0.4454 0.04594 0.03511 -0.0907 0.7709 0.2003
1.500 0.4814 0.04594 0.03513 -0.0916 0.7607 0.2219
1.750 0.4949 0.04678 0.03609 -0.0904 0.7494 0.2429
2.000 0.5321 0.04493 0.03610 -0.0904 0.7397 1.0000
2.250 0.5581 0.04597 0.03658 -0.0897 0.7276 1.0000
2.500 0.5688 0.04750 0.03790 -0.0880 0.7145 1.0000
2.750 0.5888 0.04875 0.03895 -0.0872 0.7010 1.0000
3.000 0.6146 0.04971 0.03975 -0.0868 0.6869 1.0000
3.250 0.6423 0.05034 0.04024 -0.0860 0.6707 1.0000
3.500 0.6703 0.05073 0.04051 -0.0850 0.6533 1.0000
3.750 0.7002 0.05085 0.04054 -0.0839 0.6359 1.0000
4.000 0.7309 0.05083 0.04044 -0.0828 0.6195 1.0000
4.250 0.7598 0.05084 0.04039 -0.0814 0.6044 1.0000
4.500 0.8109 0.04896 0.03844 -0.0804 0.5946 1.0000
4.750 0.8312 0.04951 0.03896 -0.0788 0.5793 1.0000
5.000 0.8515 0.05005 0.03949 -0.0772 0.5640 1.0000
5.250 0.8713 0.05064 0.04010 -0.0756 0.5487 1.0000
5.500 0.8910 0.05122 0.04068 -0.0739 0.5334 1.0000
5.750 0.9116 0.05165 0.04112 -0.0722 0.5182 1.0000
6.000 0.9331 0.05194 0.04141 -0.0704 0.5033 1.0000
6.250 0.9776 0.04978 0.03923 -0.0687 0.4934 1.0000
6.500 1.0138 0.04853 0.03797 -0.0672 0.4815 1.0000
6.750 1.0238 0.05021 0.03971 -0.0657 0.4663 1.0000
7.250 1.0083 0.05785 0.04744 -0.0630 0.4371 1.0000
7.500 1.0889 0.05209 0.04164 -0.0619 0.4330 1.0000
7.750 1.0360 0.06096 0.05060 -0.0607 0.4185 1.0000
8.000 0.9500 0.07647 0.06612 -0.0643 0.4043 1.0000
8.250 0.9254 0.08392 0.07356 -0.0657 0.3982 1.0000
8.500 0.8901 0.09295 0.08260 -0.0681 0.3957 1.0000
8.750 0.8731 0.09974 0.08942 -0.0699 0.3962 1.0000
9.000 0.8663 0.10547 0.09518 -0.0714 0.3984 1.0000
9.250 0.8699 0.11014 0.09989 -0.0725 0.4004 1.0000
9.500 0.7525 0.12966 0.11960 -0.0842 0.5032 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 321 (HANSA-BRANDENBURG III.1) AIRFOIL (goe321-il)