GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) AIRFOIL (goe323-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) AIRFOIL (goe323-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.89 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe323-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe323-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.3677 0.13954 0.13314 0.0042 1.0000 0.1250
-10.750 -0.3699 0.13876 0.13245 0.0010 1.0000 0.1281
-10.500 -0.3799 0.13960 0.13340 -0.0034 1.0000 0.1292
-10.250 -0.3492 0.13030 0.12412 -0.0016 1.0000 0.1326
-10.000 -0.3358 0.12636 0.12024 -0.0024 1.0000 0.1372
-9.750 -0.3297 0.12379 0.11774 -0.0047 1.0000 0.1421
-9.500 -0.3368 0.12378 0.11787 -0.0095 1.0000 0.1453
-9.250 -0.3185 0.11792 0.11209 -0.0102 1.0000 0.1487
-9.000 -0.3009 0.11374 0.10797 -0.0111 1.0000 0.1556
-8.750 -0.3017 0.11261 0.10697 -0.0158 1.0000 0.1615
-8.500 -0.2989 0.10997 0.10447 -0.0200 1.0000 0.1642
-8.250 -0.2727 0.10464 0.09916 -0.0197 1.0000 0.1714
-8.000 -0.2768 0.10364 0.09829 -0.0222 1.0000 0.1769
-7.750 -0.3063 0.10500 0.09981 -0.0183 1.0000 0.1772
-7.500 -0.3290 0.10605 0.10094 -0.0216 0.9898 0.1792
-7.250 -0.2905 0.09927 0.09413 -0.0227 0.9843 0.1869
-7.000 -0.2869 0.09841 0.09322 -0.0364 0.9672 0.1964
-6.750 -0.2490 0.09185 0.08666 -0.0340 0.9625 0.2062
-6.250 -0.2152 0.08555 0.08031 -0.0471 0.9433 0.2314
-6.000 -0.1990 0.08280 0.07754 -0.0513 0.9346 0.2474
-5.750 -0.1794 0.07947 0.07419 -0.0531 0.9269 0.2648
-5.500 -0.1609 0.07635 0.07108 -0.0539 0.9200 0.2831
-5.250 -0.1489 0.07395 0.06868 -0.0536 0.9125 0.3019
-4.750 -0.1316 0.06996 0.06473 -0.0524 0.8984 0.3528
-4.500 -0.1159 0.06760 0.06241 -0.0502 0.8927 0.3904
-4.250 0.2497 0.04469 0.03914 -0.0631 0.9024 1.0000
-4.000 0.2666 0.04333 0.03777 -0.0654 0.8940 1.0000
-3.750 0.2830 0.04212 0.03655 -0.0676 0.8861 1.0000
-3.500 0.2988 0.04101 0.03545 -0.0696 0.8781 1.0000
-3.250 0.2790 0.04216 0.03666 -0.0637 0.8714 0.9825
-3.000 0.2203 0.04512 0.03976 -0.0515 0.8638 0.9266
-2.750 0.1640 0.04737 0.04211 -0.0421 0.8572 0.8637
-2.500 0.1079 0.04928 0.04418 -0.0338 0.8493 0.8241
-2.250 0.0529 0.05061 0.04564 -0.0254 0.8428 0.7931
-2.000 -0.0076 0.05191 0.04709 -0.0154 0.8369 0.7777
-1.750 0.1166 0.04949 0.04237 -0.0842 0.8246 0.3314
-1.500 0.1400 0.04873 0.04119 -0.0855 0.8174 0.2732
-1.250 0.1894 0.04765 0.03939 -0.0892 0.8096 0.2238
-1.000 0.2179 0.04710 0.03843 -0.0898 0.8022 0.2032
-0.750 0.2473 0.04665 0.03761 -0.0903 0.7940 0.1893
-0.500 0.2812 0.04648 0.03693 -0.0910 0.7861 0.1784
-0.250 0.3041 0.04625 0.03656 -0.0908 0.7772 0.1751
0.000 0.3338 0.04619 0.03628 -0.0912 0.7686 0.1750
0.250 0.3605 0.04629 0.03618 -0.0911 0.7591 0.1761
0.500 0.3798 0.04676 0.03649 -0.0903 0.7495 0.1766
0.750 0.4232 0.04653 0.03600 -0.0911 0.7396 0.1783
1.000 0.4316 0.04761 0.03699 -0.0895 0.7284 0.1804
1.250 0.4604 0.04790 0.03731 -0.0894 0.7178 0.1900
1.500 0.4933 0.04800 0.03739 -0.0892 0.7069 0.2023
1.750 0.5014 0.04931 0.03868 -0.0878 0.6946 0.2108
2.000 0.5218 0.05007 0.03952 -0.0871 0.6830 0.2322
2.250 0.5675 0.04772 0.03899 -0.0867 0.6730 1.0000
2.500 0.5711 0.04976 0.04069 -0.0851 0.6596 1.0000
2.750 0.5799 0.05159 0.04226 -0.0836 0.6470 1.0000
3.000 0.6020 0.05290 0.04332 -0.0828 0.6347 1.0000
3.250 0.6367 0.05359 0.04378 -0.0824 0.6235 1.0000
3.500 0.6336 0.05603 0.04616 -0.0810 0.6101 1.0000
3.750 0.6430 0.05797 0.04801 -0.0799 0.5977 1.0000
4.000 0.6752 0.05879 0.04869 -0.0794 0.5868 1.0000
4.250 0.6851 0.06068 0.05051 -0.0784 0.5747 1.0000
4.500 0.6839 0.06336 0.05315 -0.0775 0.5629 1.0000
4.750 0.7081 0.06461 0.05432 -0.0768 0.5524 1.0000
5.000 0.7223 0.06639 0.05606 -0.0761 0.5415 1.0000
5.250 0.7176 0.06956 0.05922 -0.0755 0.5312 1.0000
5.500 0.7574 0.06978 0.05937 -0.0748 0.5218 1.0000
5.750 0.7379 0.07408 0.06369 -0.0745 0.5120 1.0000
6.000 0.7566 0.07590 0.06547 -0.0740 0.5034 1.0000
6.250 0.7482 0.07978 0.06936 -0.0741 0.4966 1.0000
6.500 0.7728 0.08125 0.07082 -0.0735 0.4881 1.0000
6.750 0.7573 0.08574 0.07533 -0.0739 0.4827 1.0000
7.000 0.7993 0.08607 0.07563 -0.0730 0.4738 1.0000
7.250 0.7550 0.09359 0.08323 -0.0751 0.4795 1.0000
7.500 0.7473 0.09859 0.08827 -0.0764 0.4855 1.0000
7.750 0.7611 0.10268 0.09238 -0.0776 0.4892 1.0000
8.000 0.7013 0.11241 0.10228 -0.0829 0.5526 1.0000
8.250 0.7042 0.11475 0.10462 -0.0826 0.5445 1.0000
8.500 0.7406 0.11947 0.10934 -0.0841 0.5388 1.0000
8.750 0.7176 0.12046 0.11035 -0.0826 0.5312 1.0000
9.000 0.7436 0.12415 0.11406 -0.0833 0.5239 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) AIRFOIL (goe323-il)