Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) AIRFOIL (goe323-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) AIRFOIL (goe323-il)