GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.86 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe322-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe322-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.2293 0.13357 0.12722 -0.0330 1.0000 0.0933
-10.750 -0.2321 0.13248 0.12623 -0.0360 1.0000 0.0953
-10.500 -0.2394 0.13200 0.12588 -0.0391 1.0000 0.0960
-10.250 -0.2202 0.12604 0.11997 -0.0381 1.0000 0.0980
-10.000 -0.2105 0.12290 0.11690 -0.0383 0.9939 0.1006
-9.750 -0.1945 0.11930 0.11328 -0.0421 0.9731 0.1039
-9.500 -0.1829 0.11625 0.11021 -0.0468 0.9556 0.1074
-9.250 -0.1806 0.11451 0.10847 -0.0532 0.9377 0.1095
-8.750 -0.1452 0.10566 0.09956 -0.0568 0.9145 0.1134
-8.500 -0.1315 0.10251 0.09636 -0.0584 0.9029 0.1180
-8.250 -0.1312 0.10071 0.09454 -0.0624 0.8901 0.1230
-8.000 -0.1408 0.09978 0.09360 -0.0687 0.8768 0.1243
-7.750 -0.1151 0.09440 0.08820 -0.0651 0.8698 0.1272
-7.500 -0.1036 0.09144 0.08520 -0.0655 0.8616 0.1304
-7.250 -0.0989 0.08912 0.08287 -0.0673 0.8517 0.1343
-7.000 -0.1025 0.08779 0.08144 -0.0767 0.8416 0.1389
-6.750 -0.0891 0.08389 0.07757 -0.0755 0.8342 0.1405
-6.500 -0.0745 0.08072 0.07436 -0.0744 0.8281 0.1435
-6.250 -0.0639 0.07825 0.07186 -0.0759 0.8196 0.1483
-6.000 -0.0547 0.07564 0.06911 -0.0817 0.8126 0.1555
-5.750 -0.0412 0.07293 0.06643 -0.0799 0.8051 0.1602
-5.500 -0.0281 0.07067 0.06400 -0.0853 0.7980 0.1709
-5.250 0.0025 0.06449 0.05728 -0.0929 0.7914 0.1095
-4.750 0.0468 0.05625 0.04844 -0.0972 0.7795 0.0824
-4.500 0.0648 0.05403 0.04615 -0.0977 0.7719 0.0809
-4.250 0.0872 0.05155 0.04345 -0.0986 0.7658 0.0796
-4.000 0.1115 0.04919 0.04078 -0.0997 0.7604 0.0796
-3.750 0.1337 0.04727 0.03858 -0.1004 0.7529 0.0800
-3.500 0.1598 0.04519 0.03617 -0.1010 0.7476 0.0800
-3.250 0.1840 0.04345 0.03412 -0.1014 0.7412 0.0793
-3.000 0.2087 0.04185 0.03220 -0.1016 0.7344 0.0788
-2.750 0.2371 0.04015 0.03011 -0.1018 0.7296 0.0785
-2.250 0.2874 0.03788 0.02721 -0.1016 0.7159 0.0795
-2.000 0.3172 0.03671 0.02560 -0.1014 0.7113 0.0819
-1.750 0.3390 0.03622 0.02491 -0.1010 0.7025 0.0839
-1.500 0.3671 0.03532 0.02385 -0.1007 0.6970 0.0860
-1.250 0.3907 0.03490 0.02330 -0.1002 0.6890 0.0878
-1.000 0.4175 0.03426 0.02247 -0.0996 0.6821 0.0902
-0.750 0.4446 0.03373 0.02171 -0.0989 0.6755 0.0935
-0.500 0.4690 0.03348 0.02137 -0.0982 0.6671 0.0986
-0.250 0.4993 0.03286 0.02060 -0.0978 0.6623 0.1075
0.000 0.5184 0.03304 0.02080 -0.0969 0.6522 0.1150
0.250 0.5474 0.03244 0.02011 -0.0964 0.6470 0.1298
0.500 0.5670 0.03261 0.02032 -0.0956 0.6376 0.1551
0.750 0.5945 0.03173 0.01987 -0.0955 0.6320 0.2361
1.000 0.6188 0.03012 0.02002 -0.0947 0.6238 1.0000
1.250 0.6445 0.03033 0.01988 -0.0940 0.6170 1.0000
1.500 0.6666 0.03081 0.02013 -0.0932 0.6090 1.0000
1.750 0.6905 0.03114 0.02024 -0.0925 0.6016 1.0000
2.000 0.7146 0.03146 0.02038 -0.0918 0.5946 1.0000
2.250 0.7363 0.03193 0.02072 -0.0910 0.5862 1.0000
2.500 0.7637 0.03197 0.02057 -0.0905 0.5803 1.0000
2.750 0.7816 0.03274 0.02128 -0.0895 0.5706 1.0000
3.000 0.8132 0.03243 0.02079 -0.0892 0.5661 1.0000
3.250 0.8266 0.03353 0.02187 -0.0879 0.5549 1.0000
3.500 0.8586 0.03319 0.02138 -0.0876 0.5503 1.0000
3.750 0.8707 0.03439 0.02258 -0.0863 0.5391 1.0000
4.000 0.9031 0.03400 0.02205 -0.0861 0.5343 1.0000
4.250 0.9142 0.03525 0.02334 -0.0846 0.5230 1.0000
4.500 0.9470 0.03483 0.02280 -0.0844 0.5182 1.0000
4.750 0.9563 0.03622 0.02423 -0.0828 0.5068 1.0000
5.000 0.9902 0.03568 0.02359 -0.0827 0.5019 1.0000
5.250 0.9974 0.03717 0.02513 -0.0809 0.4902 1.0000
5.500 1.0293 0.03669 0.02455 -0.0806 0.4841 1.0000
5.750 1.0395 0.03780 0.02570 -0.0789 0.4727 1.0000
6.000 1.0537 0.03859 0.02650 -0.0774 0.4626 1.0000
6.250 1.0821 0.03823 0.02608 -0.0768 0.4549 1.0000
6.500 1.0870 0.03971 0.02761 -0.0747 0.4437 1.0000
6.750 1.1222 0.03888 0.02670 -0.0746 0.4375 1.0000
7.000 1.1172 0.04103 0.02895 -0.0719 0.4262 1.0000
7.250 1.1375 0.04137 0.02926 -0.0708 0.4189 1.0000
7.500 1.1432 0.04284 0.03079 -0.0690 0.4098 1.0000
7.750 1.1550 0.04395 0.03194 -0.0677 0.4019 1.0000
8.000 1.1669 0.04508 0.03310 -0.0665 0.3938 1.0000
8.250 1.1755 0.04660 0.03466 -0.0653 0.3859 1.0000
8.500 1.1873 0.04783 0.03593 -0.0642 0.3782 1.0000
8.750 1.1972 0.04930 0.03744 -0.0632 0.3707 1.0000
9.000 1.2043 0.05105 0.03927 -0.0622 0.3627 1.0000
9.250 1.2244 0.05153 0.03975 -0.0613 0.3565 1.0000
9.500 1.2154 0.05510 0.04344 -0.0603 0.3474 1.0000
9.750 1.2534 0.05368 0.04197 -0.0595 0.3433 1.0000
10.000 1.2158 0.06065 0.04915 -0.0588 0.3324 1.0000
10.250 1.2464 0.05996 0.04849 -0.0579 0.3286 1.0000
10.500 1.1983 0.06893 0.05762 -0.0581 0.3174 1.0000
10.750 1.2206 0.06915 0.05791 -0.0572 0.3135 1.0000
11.000 1.2586 0.06744 0.05621 -0.0561 0.3111 1.0000
11.250 1.1766 0.08179 0.07076 -0.0580 0.2974 1.0000
11.500 1.2079 0.08058 0.06959 -0.0568 0.2954 1.0000
12.000 1.1374 0.09871 0.08789 -0.0602 0.2782 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il)