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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.23 at α=2.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe322-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe322-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2283   0.13222   0.12596  -0.0311   1.0000   0.1342
 -10.500  -0.2292   0.13099   0.12483  -0.0334   1.0000   0.1383
 -10.250  -0.2421   0.13193   0.12592  -0.0365   1.0000   0.1398
 -10.000  -0.2236   0.12570   0.11976  -0.0358   1.0000   0.1425
  -9.750  -0.2208   0.12329   0.11745  -0.0342   1.0000   0.1457
  -9.500  -0.2399   0.12390   0.11821  -0.0302   1.0000   0.1471
  -9.250  -0.2599   0.12452   0.11894  -0.0263   1.0000   0.1486
  -9.000  -0.2777   0.12474   0.11926  -0.0233   1.0000   0.1505
  -8.750  -0.2962   0.12497   0.11960  -0.0209   1.0000   0.1524
  -8.500  -0.3181   0.12554   0.12029  -0.0188   1.0000   0.1540
  -8.250  -0.3435   0.12642   0.12127  -0.0169   1.0000   0.1549
  -8.000  -0.3710   0.12728   0.12225  -0.0148   1.0000   0.1554
  -7.750  -0.3491   0.12141   0.11637  -0.0149   0.9980   0.1587
  -7.500  -0.3264   0.11723   0.11217  -0.0182   0.9917   0.1654
  -7.250  -0.3352   0.11634   0.11131  -0.0226   0.9834   0.1703
  -7.000  -0.3277   0.11274   0.10774  -0.0260   0.9760   0.1738
  -6.750  -0.3029   0.10868   0.10365  -0.0285   0.9700   0.1838
  -6.250  -0.2824   0.10259   0.09757  -0.0342   0.9555   0.1985
  -6.000  -0.2982   0.10257   0.09753  -0.0416   0.9457   0.2050
  -5.750  -0.2672   0.09720   0.09218  -0.0386   0.9410   0.2143
  -5.500  -0.2742   0.09589   0.09085  -0.0432   0.9332   0.2229
  -5.250  -0.2566   0.09256   0.08754  -0.0417   0.9272   0.2336
  -5.000  -0.2432   0.08964   0.08461  -0.0439   0.9212   0.2457
  -4.750  -0.2454   0.08799   0.08296  -0.0452   0.9143   0.2582
  -4.500  -0.2281   0.08514   0.08009  -0.0465   0.9085   0.2762
  -4.000   0.3064   0.05395   0.04836  -0.0839   0.9153   1.0000
  -3.750   0.3348   0.05181   0.04619  -0.0889   0.9079   1.0000
  -3.500   0.3416   0.05125   0.04565  -0.0892   0.8973   1.0000
  -3.000   0.0273   0.06596   0.06098  -0.0281   0.8739   0.8074
  -2.750  -0.1995   0.07266   0.06795  -0.0239   0.8668   0.5166
  -2.500  -0.1944   0.07096   0.06633  -0.0166   0.8606   0.5712
  -2.250  -0.1900   0.06933   0.06476  -0.0099   0.8544   0.6216
  -2.000  -0.1926   0.06790   0.06340  -0.0047   0.8478   0.6547
  -1.750  -0.1655   0.06563   0.06109  -0.0038   0.8404   0.6981
  -1.500  -0.1711   0.06448   0.05996  -0.0037   0.8334   0.6997
  -1.250   0.1419   0.05820   0.05016  -0.0931   0.8107   0.2186
  -1.000   0.1770   0.05716   0.04861  -0.0949   0.8014   0.1926
  -0.750   0.2255   0.05598   0.04693  -0.0980   0.7918   0.1792
  -0.500   0.2418   0.05616   0.04681  -0.0973   0.7816   0.1763
  -0.250   0.2854   0.05559   0.04580  -0.0993   0.7721   0.1742
   0.000   0.3067   0.05594   0.04583  -0.0989   0.7616   0.1725
   0.250   0.3303   0.05615   0.04584  -0.0988   0.7511   0.1730
   0.500   0.3774   0.05543   0.04498  -0.1007   0.7415   0.1791
   0.750   0.3819   0.05665   0.04608  -0.0987   0.7302   0.1840
   1.000   0.4096   0.05702   0.04632  -0.0987   0.7196   0.1948
   1.250   0.4468   0.05692   0.04615  -0.0994   0.7097   0.2129
   1.500   0.4535   0.05816   0.04745  -0.0978   0.6986   0.2311
   1.750   0.4963   0.05524   0.04675  -0.0982   0.6902   1.0000
   2.000   0.5009   0.05722   0.04818  -0.0961   0.6793   1.0000
   2.250   0.5147   0.05895   0.04957  -0.0951   0.6690   1.0000
   2.500   0.5517   0.05977   0.05003  -0.0957   0.6594   1.0000
   2.750   0.5439   0.06239   0.05259  -0.0937   0.6492   1.0000
   3.000   0.5737   0.06357   0.05354  -0.0940   0.6400   1.0000
   3.250   0.5764   0.06585   0.05574  -0.0928   0.6305   1.0000
   3.500   0.5899   0.06778   0.05754  -0.0922   0.6214   1.0000
   3.750   0.6099   0.06940   0.05904  -0.0920   0.6126   1.0000
   4.000   0.6109   0.07198   0.06158  -0.0909   0.6039   1.0000
   4.250   0.6549   0.07231   0.06173  -0.0915   0.5938   1.0000
   4.500   0.6338   0.07614   0.06559  -0.0898   0.5859   1.0000
   4.750   0.6586   0.07740   0.06675  -0.0895   0.5751   1.0000
   5.000   0.6796   0.07878   0.06806  -0.0891   0.5645   1.0000
   5.250   0.6753   0.08172   0.07098  -0.0880   0.5544   1.0000
   5.500   0.6986   0.08292   0.07212  -0.0875   0.5429   1.0000
   5.750   0.7334   0.08328   0.07239  -0.0871   0.5316   1.0000
   6.000   0.7169   0.08724   0.07638  -0.0861   0.5213   1.0000
   6.250   0.7358   0.08884   0.07795  -0.0855   0.5110   1.0000
   6.500   0.7601   0.08998   0.07905  -0.0850   0.5007   1.0000
   6.750   0.7461   0.09428   0.08338  -0.0845   0.4918   1.0000
   7.000   0.7832   0.09456   0.08360  -0.0840   0.4820   1.0000
   7.250   0.7598   0.09982   0.08892  -0.0838   0.4741   1.0000
   7.500   0.7821   0.10132   0.09041  -0.0833   0.4645   1.0000
   7.750   0.7671   0.10636   0.09549  -0.0836   0.4598   1.0000
   8.000   0.7597   0.11131   0.10050  -0.0844   0.4599   1.0000
   8.250   0.7578   0.11632   0.10554  -0.0855   0.4638   1.0000
   8.500   0.7750   0.12060   0.10985  -0.0868   0.4675   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)