GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) AIRFOIL (goe323-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) AIRFOIL (goe323-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 54.36 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe323-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe323-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.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 -0.2998 0.10059 0.09515 -0.0100 0.7122 0.0580
-8.000 -0.2956 0.09768 0.09225 -0.0137 0.7072 0.0596
-7.750 -0.2960 0.09493 0.08951 -0.0208 0.7022 0.0604
-7.500 -0.2875 0.09124 0.08574 -0.0305 0.6978 0.0607
-7.250 -0.2762 0.08746 0.08197 -0.0254 0.6935 0.0615
-7.000 -0.2631 0.08453 0.07906 -0.0239 0.6887 0.0629
-6.750 -0.2504 0.08159 0.07610 -0.0257 0.6843 0.0648
-6.500 -0.2367 0.07837 0.07283 -0.0295 0.6806 0.0672
-6.250 -0.2129 0.07455 0.06868 -0.0439 0.6773 0.0705
-6.000 -0.1978 0.07040 0.06454 -0.0452 0.6730 0.0712
-5.750 -0.1838 0.06723 0.06141 -0.0442 0.6686 0.0721
-5.500 -0.1672 0.06448 0.05862 -0.0446 0.6648 0.0735
-5.250 -0.1482 0.06175 0.05578 -0.0462 0.6616 0.0756
-4.750 -0.0996 0.05543 0.04913 -0.0535 0.6538 0.0843
-4.500 -0.0803 0.05313 0.04683 -0.0536 0.6503 0.0870
-4.250 -0.0531 0.05107 0.04450 -0.0560 0.6471 0.0939
-4.000 -0.0281 0.04807 0.04124 -0.0581 0.6440 0.0979
-3.750 -0.0061 0.04572 0.03890 -0.0586 0.6397 0.1000
-3.500 0.0322 0.03967 0.03203 -0.0609 0.6365 0.0598
-3.250 0.0572 0.03754 0.02975 -0.0613 0.6333 0.0586
-3.000 0.0841 0.03548 0.02739 -0.0617 0.6304 0.0586
-2.750 0.1110 0.03360 0.02522 -0.0619 0.6275 0.0581
-2.500 0.1386 0.03175 0.02314 -0.0622 0.6233 0.0566
-2.250 0.1667 0.03000 0.02106 -0.0623 0.6195 0.0553
-2.000 0.1949 0.02847 0.01917 -0.0622 0.6162 0.0545
-1.750 0.2229 0.02722 0.01758 -0.0619 0.6132 0.0542
-1.500 0.2508 0.02623 0.01637 -0.0618 0.6096 0.0545
-1.250 0.2784 0.02551 0.01554 -0.0618 0.6045 0.0561
-1.000 0.3062 0.02474 0.01456 -0.0615 0.5996 0.0576
-0.750 0.3340 0.02393 0.01351 -0.0610 0.5954 0.0582
-0.500 0.3618 0.02329 0.01277 -0.0608 0.5895 0.0587
-0.250 0.3895 0.02270 0.01208 -0.0605 0.5843 0.0594
0.000 0.4172 0.02217 0.01142 -0.0600 0.5803 0.0602
0.250 0.4443 0.02163 0.01087 -0.0597 0.5764 0.0620
0.500 0.4710 0.02132 0.01067 -0.0596 0.5705 0.0650
0.750 0.4978 0.02098 0.01032 -0.0592 0.5657 0.0677
1.000 0.5247 0.02062 0.00989 -0.0586 0.5618 0.0697
1.250 0.5512 0.02041 0.00972 -0.0583 0.5562 0.0722
1.500 0.5781 0.02024 0.00957 -0.0580 0.5504 0.0769
1.750 0.6055 0.02004 0.00930 -0.0576 0.5458 0.0844
2.000 0.6330 0.01995 0.00920 -0.0574 0.5402 0.0942
2.250 0.6602 0.01976 0.00921 -0.0573 0.5336 0.1341
2.750 0.7211 0.01792 0.00911 -0.0578 0.5213 1.0000
3.000 0.7477 0.01802 0.00909 -0.0574 0.5145 1.0000
3.250 0.7745 0.01806 0.00900 -0.0570 0.5086 1.0000
3.500 0.8004 0.01825 0.00919 -0.0567 0.4998 1.0000
3.750 0.8275 0.01824 0.00903 -0.0562 0.4937 1.0000
4.000 0.8530 0.01847 0.00931 -0.0560 0.4837 1.0000
4.250 0.8796 0.01849 0.00922 -0.0555 0.4766 1.0000
4.500 0.9052 0.01870 0.00947 -0.0552 0.4661 1.0000
4.750 0.9311 0.01883 0.00958 -0.0548 0.4566 1.0000
5.000 0.9569 0.01894 0.00966 -0.0544 0.4470 1.0000
5.250 0.9822 0.01918 0.00993 -0.0541 0.4355 1.0000
5.500 1.0075 0.01937 0.01010 -0.0537 0.4247 1.0000
5.750 1.0329 0.01953 0.01020 -0.0532 0.4144 1.0000
6.000 1.0574 0.01982 0.01051 -0.0528 0.4021 1.0000
6.250 1.0818 0.02012 0.01078 -0.0524 0.3902 1.0000
6.500 1.1058 0.02044 0.01105 -0.0519 0.3790 1.0000
6.750 1.1295 0.02078 0.01131 -0.0513 0.3686 1.0000
7.000 1.1526 0.02125 0.01180 -0.0508 0.3580 1.0000
7.250 1.1755 0.02173 0.01223 -0.0503 0.3489 1.0000
7.500 1.1978 0.02225 0.01272 -0.0497 0.3398 1.0000
7.750 1.2197 0.02283 0.01332 -0.0491 0.3310 1.0000
8.000 1.2412 0.02341 0.01386 -0.0485 0.3226 1.0000
8.250 1.2620 0.02407 0.01455 -0.0478 0.3137 1.0000
8.500 1.2826 0.02470 0.01515 -0.0471 0.3057 1.0000
8.750 1.3022 0.02543 0.01596 -0.0464 0.2974 1.0000
9.000 1.3216 0.02613 0.01662 -0.0456 0.2898 1.0000
9.250 1.3398 0.02692 0.01750 -0.0449 0.2820 1.0000
9.500 1.3576 0.02768 0.01830 -0.0440 0.2749 1.0000
9.750 1.3745 0.02852 0.01921 -0.0431 0.2681 1.0000
10.000 1.3904 0.02940 0.02017 -0.0422 0.2616 1.0000
10.250 1.4065 0.03023 0.02099 -0.0412 0.2560 1.0000
10.500 1.4192 0.03128 0.02222 -0.0402 0.2499 1.0000
10.750 1.4310 0.03227 0.02329 -0.0389 0.2449 1.0000
11.000 1.4442 0.03325 0.02428 -0.0378 0.2404 1.0000
11.250 1.4525 0.03462 0.02584 -0.0367 0.2352 1.0000
11.500 1.4615 0.03597 0.02729 -0.0358 0.2303 1.0000
11.750 1.4733 0.03713 0.02846 -0.0350 0.2260 1.0000
12.000 1.4773 0.03905 0.03058 -0.0345 0.2207 1.0000
12.250 1.4820 0.04092 0.03256 -0.0340 0.2152 1.0000
12.500 1.4885 0.04260 0.03425 -0.0335 0.2101 1.0000
12.750 1.4875 0.04520 0.03706 -0.0335 0.2041 1.0000
13.000 1.4890 0.04745 0.03940 -0.0333 0.1984 1.0000
13.250 1.4884 0.05004 0.04209 -0.0333 0.1928 1.0000
13.500 1.4848 0.05304 0.04524 -0.0334 0.1869 1.0000
13.750 1.4858 0.05538 0.04757 -0.0333 0.1816 1.0000
14.000 1.4791 0.05894 0.05135 -0.0337 0.1764 1.0000
14.250 1.4738 0.06227 0.05481 -0.0340 0.1713 1.0000
14.500 1.4728 0.06499 0.05752 -0.0341 0.1666 1.0000
14.750 1.4619 0.06931 0.06208 -0.0349 0.1618 1.0000
15.000 1.4539 0.07331 0.06622 -0.0357 0.1571 1.0000
15.250 1.4521 0.07641 0.06932 -0.0362 0.1527 1.0000
15.500 1.4376 0.08179 0.07495 -0.0377 0.1483 1.0000
15.750 1.4253 0.08689 0.08020 -0.0392 0.1439 1.0000
16.000 1.4207 0.09075 0.08409 -0.0403 0.1397 1.0000
16.250 1.4028 0.09708 0.09063 -0.0424 0.1358 1.0000
16.500 1.3836 0.10378 0.09750 -0.0449 0.1319 1.0000
16.750 1.3745 0.10878 0.10256 -0.0468 0.1278 1.0000
17.000 1.3570 0.11546 0.10937 -0.0495 0.1241 1.0000
17.250 1.3304 0.12412 0.11820 -0.0532 0.1206 1.0000
17.500 1.3187 0.13001 0.12418 -0.0559 0.1165 1.0000
17.750 1.3109 0.13526 0.12949 -0.0583 0.1127 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) AIRFOIL (goe323-il)