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

GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 49.88 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe322-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe322-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL        
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.1731   0.11147   0.10726  -0.0504   0.9711   0.0792
  -9.250  -0.1721   0.11048   0.10627  -0.0613   0.9559   0.0809
  -9.000  -0.1634   0.10644   0.10223  -0.0665   0.9429   0.0816
  -8.750  -0.1294   0.09986   0.09559  -0.0625   0.9380   0.0840
  -8.500  -0.1154   0.09675   0.09245  -0.0635   0.9262   0.0867
  -8.250  -0.1069   0.09409   0.08977  -0.0653   0.9145   0.0896
  -8.000  -0.1042   0.09196   0.08762  -0.0686   0.9031   0.0927
  -7.750  -0.1149   0.09142   0.08704  -0.0797   0.8898   0.0945
  -7.500  -0.1066   0.08718   0.08281  -0.0810   0.8806   0.0954
  -7.250  -0.0914   0.08340   0.07902  -0.0754   0.8744   0.0970
  -7.000  -0.0791   0.08072   0.07633  -0.0748   0.8658   0.0993
  -6.750  -0.0694   0.07815   0.07371  -0.0762   0.8584   0.1024
  -6.250  -0.0479   0.07232   0.06767  -0.0896   0.8421   0.1104
  -6.000  -0.0353   0.06954   0.06495  -0.0865   0.8349   0.1128
  -5.750  -0.0211   0.06720   0.06258  -0.0867   0.8277   0.1172
  -5.500  -0.0004   0.06479   0.05981  -0.0958   0.8208   0.1253
  -5.250   0.0128   0.06163   0.05676  -0.0939   0.8137   0.1273
  -5.000   0.0288   0.05931   0.05440  -0.0932   0.8080   0.1313
  -4.750   0.0529   0.05727   0.05203  -0.0988   0.8000   0.1414
  -4.500   0.0684   0.05453   0.04936  -0.0974   0.7940   0.1444
  -4.250   0.0934   0.05302   0.04750  -0.1005   0.7879   0.1570
  -4.000   0.1091   0.05044   0.04506  -0.0994   0.7806   0.1609
  -3.750   0.1319   0.04848   0.04289  -0.1004   0.7753   0.1750
  -3.500   0.1529   0.04707   0.04137  -0.1013   0.7677   0.1905
  -3.250   0.1747   0.04536   0.03954  -0.1014   0.7614   0.2070
  -3.000   0.1957   0.04359   0.03771  -0.1010   0.7558   0.2248
  -2.750   0.2147   0.04210   0.03623  -0.1006   0.7474   0.2441
  -2.500   0.2360   0.04043   0.03448  -0.0997   0.7421   0.2772
  -2.000   0.3268   0.03546   0.02751  -0.1039   0.7277   0.1238
  -1.750   0.3519   0.03357   0.02554  -0.1036   0.7210   0.1183
  -1.500   0.3814   0.03228   0.02369  -0.1031   0.7136   0.1075
  -1.250   0.4107   0.03085   0.02201  -0.1024   0.7090   0.1052
  -1.000   0.4348   0.03036   0.02138  -0.1022   0.7001   0.1042
  -0.750   0.4638   0.02942   0.02020  -0.1015   0.6945   0.1046
  -0.500   0.4900   0.02909   0.01969  -0.1009   0.6877   0.1080
  -0.250   0.5158   0.02852   0.01911  -0.1005   0.6802   0.1125
   0.000   0.5453   0.02771   0.01822  -0.0997   0.6758   0.1181
   0.250   0.5676   0.02779   0.01832  -0.0991   0.6662   0.1251
   0.500   0.5955   0.02698   0.01758  -0.0983   0.6610   0.1422
   0.750   0.6184   0.02657   0.01737  -0.0975   0.6530   0.1891
   1.000   0.6526   0.02406   0.01677  -0.0977   0.6465   1.0000
   1.250   0.6828   0.02382   0.01618  -0.0970   0.6423   1.0000
   1.500   0.7038   0.02448   0.01676  -0.0964   0.6316   1.0000
   1.750   0.7341   0.02417   0.01621  -0.0959   0.6269   1.0000
   2.000   0.7558   0.02473   0.01671  -0.0953   0.6165   1.0000
   2.250   0.7862   0.02438   0.01617  -0.0948   0.6115   1.0000
   2.500   0.8085   0.02488   0.01663  -0.0942   0.6015   1.0000
   2.750   0.8389   0.02452   0.01611  -0.0938   0.5960   1.0000
   3.000   0.8617   0.02493   0.01648  -0.0931   0.5860   1.0000
   3.250   0.8926   0.02452   0.01591  -0.0928   0.5802   1.0000
   3.500   0.9157   0.02485   0.01622  -0.0921   0.5699   1.0000
   3.750   0.9480   0.02424   0.01543  -0.0919   0.5637   1.0000
   4.000   0.9711   0.02442   0.01560  -0.0911   0.5523   1.0000
   4.250   1.0012   0.02399   0.01502  -0.0907   0.5442   1.0000
   4.500   1.0276   0.02389   0.01484  -0.0902   0.5339   1.0000
   4.750   1.0521   0.02405   0.01497  -0.0896   0.5235   1.0000
   5.000   1.0824   0.02381   0.01458  -0.0895   0.5161   1.0000
   5.250   1.1043   0.02424   0.01505  -0.0887   0.5051   1.0000
   5.500   1.1335   0.02418   0.01485  -0.0886   0.4973   1.0000
   5.750   1.1562   0.02454   0.01525  -0.0879   0.4869   1.0000
   6.000   1.1805   0.02486   0.01556  -0.0874   0.4777   1.0000
   6.250   1.2076   0.02497   0.01558  -0.0871   0.4692   1.0000
   6.500   1.2286   0.02550   0.01618  -0.0863   0.4592   1.0000
   6.750   1.2589   0.02545   0.01597  -0.0864   0.4516   1.0000
   7.000   1.2767   0.02610   0.01675  -0.0853   0.4407   1.0000
   7.250   1.3007   0.02643   0.01705  -0.0847   0.4316   1.0000
   7.500   1.3254   0.02667   0.01725  -0.0843   0.4223   1.0000
   7.750   1.3441   0.02730   0.01796  -0.0832   0.4122   1.0000
   8.000   1.3717   0.02750   0.01802  -0.0831   0.4037   1.0000
   8.250   1.3888   0.02821   0.01885  -0.0818   0.3936   1.0000
   8.500   1.4099   0.02884   0.01949  -0.0811   0.3845   1.0000
   8.750   1.4341   0.02930   0.01989  -0.0806   0.3756   1.0000
   9.000   1.4492   0.03027   0.02098  -0.0793   0.3664   1.0000
   9.250   1.4792   0.03069   0.02124  -0.0796   0.3585   1.0000
   9.500   1.4882   0.03195   0.02272  -0.0775   0.3497   1.0000
   9.750   1.5181   0.03244   0.02304  -0.0780   0.3422   1.0000
  10.000   1.5238   0.03366   0.02449  -0.0755   0.3335   1.0000
  10.250   1.5463   0.03415   0.02489  -0.0749   0.3249   1.0000
  10.500   1.5542   0.03507   0.02594  -0.0727   0.3164   1.0000
  10.750   1.5724   0.03577   0.02661  -0.0717   0.3088   1.0000
  11.000   1.5772   0.03691   0.02791  -0.0693   0.3020   1.0000
  11.250   1.6018   0.03734   0.02823  -0.0691   0.2950   1.0000
  11.500   1.5933   0.03888   0.03005  -0.0651   0.2896   1.0000
  11.750   1.6064   0.03956   0.03073  -0.0636   0.2834   1.0000
  12.000   1.6170   0.04063   0.03186  -0.0620   0.2784   1.0000
  12.250   1.6096   0.04255   0.03402  -0.0590   0.2741   1.0000
  12.500   1.6186   0.04355   0.03510  -0.0576   0.2689   1.0000
  12.750   1.6266   0.04459   0.03616  -0.0561   0.2633   1.0000
  13.000   1.6134   0.04719   0.03902  -0.0538   0.2589   1.0000
  13.250   1.6201   0.04834   0.04022  -0.0526   0.2535   1.0000
  13.500   1.6264   0.04970   0.04164  -0.0515   0.2486   1.0000
  13.750   1.6112   0.05307   0.04528  -0.0501   0.2451   1.0000
  14.000   1.6080   0.05534   0.04769  -0.0491   0.2404   1.0000
  14.250   1.6184   0.05618   0.04851  -0.0483   0.2344   1.0000
  14.500   1.5984   0.06049   0.05312  -0.0475   0.2312   1.0000
  14.750   1.5859   0.06413   0.05695  -0.0470   0.2273   1.0000
  15.000   1.5986   0.06456   0.05732  -0.0464   0.2202   1.0000
  15.250   1.5728   0.07007   0.06312  -0.0464   0.2173   1.0000
  15.500   1.5514   0.07533   0.06860  -0.0467   0.2136   1.0000
  15.750   1.5613   0.07619   0.06941  -0.0465   0.2057   1.0000
  16.000   1.5324   0.08307   0.07657  -0.0477   0.2032   1.0000
  16.250   1.5005   0.09084   0.08458  -0.0493   0.2012   1.0000
  16.500   1.5107   0.09185   0.08555  -0.0496   0.1910   1.0000
  16.750   1.4770   0.10039   0.09434  -0.0519   0.1896   1.0000
  17.000   1.4349   0.11083   0.10500  -0.0550   0.1904   1.0000
<< Back to GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il)