GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 53.71 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe322-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe322-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.1535 0.09520 0.09005 -0.0474 0.7844 0.0662
-8.000 -0.1480 0.09246 0.08728 -0.0494 0.7790 0.0684
-7.750 -0.1481 0.08986 0.08471 -0.0543 0.7724 0.0705
-7.500 -0.1463 0.08677 0.08157 -0.0634 0.7664 0.0712
-7.250 -0.1362 0.08309 0.07775 -0.0705 0.7618 0.0715
-7.000 -0.1240 0.07908 0.07380 -0.0689 0.7562 0.0720
-6.750 -0.1111 0.07599 0.07071 -0.0676 0.7509 0.0728
-6.500 -0.0978 0.07319 0.06786 -0.0677 0.7463 0.0740
-6.250 -0.0830 0.07047 0.06511 -0.0692 0.7407 0.0762
-6.000 -0.0662 0.06738 0.06194 -0.0729 0.7353 0.0796
-5.750 -0.0398 0.06374 0.05781 -0.0837 0.7308 0.0830
-5.500 -0.0196 0.06047 0.05433 -0.0858 0.7262 0.0831
-5.250 -0.0040 0.05370 0.04761 -0.0858 0.7212 0.0606
-5.000 0.0154 0.05087 0.04468 -0.0866 0.7162 0.0579
-4.750 0.0437 0.04440 0.03751 -0.0909 0.7126 0.0532
-4.500 0.0678 0.04164 0.03449 -0.0919 0.7074 0.0530
-4.250 0.0915 0.03945 0.03216 -0.0925 0.7021 0.0526
-4.000 0.1163 0.03717 0.02962 -0.0929 0.6977 0.0520
-3.750 0.1421 0.03490 0.02704 -0.0934 0.6933 0.0516
-3.500 0.1687 0.03274 0.02459 -0.0939 0.6875 0.0512
-3.250 0.1959 0.03074 0.02221 -0.0941 0.6828 0.0510
-3.000 0.2237 0.02898 0.02003 -0.0941 0.6790 0.0515
-2.750 0.2517 0.02752 0.01815 -0.0942 0.6729 0.0528
-2.500 0.2793 0.02635 0.01673 -0.0942 0.6675 0.0535
-2.250 0.3071 0.02533 0.01546 -0.0941 0.6632 0.0539
-2.000 0.3344 0.02451 0.01452 -0.0940 0.6564 0.0545
-1.750 0.3620 0.02372 0.01358 -0.0938 0.6499 0.0553
-1.500 0.3898 0.02300 0.01270 -0.0935 0.6441 0.0563
-1.250 0.4169 0.02242 0.01205 -0.0933 0.6365 0.0575
-1.000 0.4447 0.02185 0.01134 -0.0930 0.6313 0.0597
-0.750 0.4717 0.02147 0.01094 -0.0928 0.6249 0.0627
-0.500 0.4987 0.02112 0.01061 -0.0926 0.6188 0.0659
-0.250 0.5262 0.02069 0.01008 -0.0922 0.6142 0.0693
0.000 0.5525 0.02043 0.00986 -0.0920 0.6071 0.0734
0.250 0.5797 0.02014 0.00953 -0.0917 0.6014 0.0810
0.500 0.6072 0.01986 0.00925 -0.0915 0.5961 0.0973
0.750 0.6339 0.01972 0.00925 -0.0914 0.5889 0.1343
1.250 0.6932 0.01753 0.00906 -0.0919 0.5767 1.0000
1.500 0.7201 0.01764 0.00899 -0.0916 0.5700 1.0000
1.750 0.7472 0.01774 0.00889 -0.0914 0.5642 1.0000
2.000 0.7732 0.01795 0.00901 -0.0911 0.5565 1.0000
2.250 0.8006 0.01802 0.00890 -0.0909 0.5507 1.0000
2.500 0.8262 0.01826 0.00909 -0.0906 0.5424 1.0000
2.750 0.8530 0.01837 0.00906 -0.0903 0.5357 1.0000
3.000 0.8787 0.01861 0.00924 -0.0901 0.5278 1.0000
3.250 0.9050 0.01877 0.00930 -0.0898 0.5203 1.0000
3.500 0.9304 0.01899 0.00946 -0.0894 0.5116 1.0000
3.750 0.9563 0.01913 0.00950 -0.0891 0.5029 1.0000
4.000 0.9807 0.01938 0.00972 -0.0886 0.4921 1.0000
4.250 1.0057 0.01956 0.00981 -0.0882 0.4820 1.0000
4.500 1.0300 0.01977 0.00995 -0.0876 0.4706 1.0000
4.750 1.0535 0.02007 0.01023 -0.0871 0.4587 1.0000
5.000 1.0773 0.02035 0.01045 -0.0865 0.4485 1.0000
5.250 1.1010 0.02065 0.01071 -0.0860 0.4389 1.0000
5.500 1.1238 0.02102 0.01108 -0.0854 0.4287 1.0000
5.750 1.1467 0.02136 0.01136 -0.0848 0.4195 1.0000
6.000 1.1687 0.02176 0.01176 -0.0841 0.4093 1.0000
6.250 1.1903 0.02219 0.01218 -0.0834 0.3998 1.0000
6.500 1.2117 0.02261 0.01253 -0.0826 0.3909 1.0000
6.750 1.2320 0.02312 0.01307 -0.0817 0.3816 1.0000
7.000 1.2524 0.02360 0.01350 -0.0808 0.3738 1.0000
7.250 1.2715 0.02417 0.01411 -0.0798 0.3651 1.0000
7.500 1.2906 0.02472 0.01461 -0.0788 0.3578 1.0000
7.750 1.3082 0.02536 0.01533 -0.0777 0.3496 1.0000
8.250 1.3414 0.02670 0.01670 -0.0752 0.3349 1.0000
8.500 1.3569 0.02740 0.01737 -0.0738 0.3281 1.0000
8.750 1.3691 0.02820 0.01825 -0.0720 0.3210 1.0000
9.000 1.3808 0.02903 0.01911 -0.0702 0.3142 1.0000
9.250 1.3931 0.02992 0.02000 -0.0686 0.3078 1.0000
9.500 1.4033 0.03095 0.02113 -0.0670 0.3009 1.0000
9.750 1.4160 0.03189 0.02204 -0.0656 0.2952 1.0000
10.000 1.4244 0.03314 0.02344 -0.0641 0.2883 1.0000
10.250 1.4331 0.03437 0.02471 -0.0628 0.2816 1.0000
10.500 1.4400 0.03580 0.02620 -0.0615 0.2745 1.0000
10.750 1.4450 0.03740 0.02787 -0.0603 0.2669 1.0000
11.000 1.4496 0.03911 0.02963 -0.0592 0.2595 1.0000
11.250 1.4528 0.04100 0.03161 -0.0582 0.2521 1.0000
11.500 1.4566 0.04290 0.03357 -0.0573 0.2453 1.0000
11.750 1.4594 0.04497 0.03574 -0.0565 0.2387 1.0000
12.000 1.4637 0.04686 0.03763 -0.0556 0.2335 1.0000
12.250 1.4661 0.04913 0.04008 -0.0550 0.2277 1.0000
12.500 1.4679 0.05139 0.04240 -0.0543 0.2223 1.0000
12.750 1.4689 0.05377 0.04488 -0.0538 0.2171 1.0000
13.000 1.4672 0.05655 0.04779 -0.0533 0.2111 1.0000
13.250 1.4658 0.05923 0.05049 -0.0529 0.2057 1.0000
13.500 1.4638 0.06224 0.05365 -0.0527 0.2006 1.0000
13.750 1.4611 0.06537 0.05690 -0.0526 0.1955 1.0000
14.250 1.4565 0.07180 0.06355 -0.0526 0.1868 1.0000
14.500 1.4507 0.07563 0.06751 -0.0530 0.1816 1.0000
14.750 1.4452 0.07940 0.07129 -0.0534 0.1763 1.0000
15.000 1.4365 0.08395 0.07605 -0.0541 0.1713 1.0000
15.250 1.4281 0.08843 0.08065 -0.0549 0.1663 1.0000
15.500 1.4207 0.09275 0.08501 -0.0558 0.1615 1.0000
15.750 1.4093 0.09801 0.09050 -0.0570 0.1572 1.0000
16.000 1.3980 0.10326 0.09590 -0.0584 0.1526 1.0000
16.250 1.3877 0.10835 0.10106 -0.0598 0.1472 1.0000
16.500 1.3723 0.11460 0.10755 -0.0618 0.1429 1.0000
16.750 1.3585 0.12066 0.11380 -0.0638 0.1385 1.0000
17.000 1.3475 0.12625 0.11953 -0.0658 0.1340 1.0000
17.250 1.3287 0.13353 0.12705 -0.0687 0.1313 1.0000
17.500 1.3066 0.14160 0.13535 -0.0721 0.1293 1.0000
17.750 1.2817 0.15050 0.14444 -0.0761 0.1280 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il)