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

GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe324-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe324-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.96 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe324-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe324-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2540   0.13014   0.12372  -0.0183   0.8580   0.0958
 -10.250  -0.2582   0.12946   0.12302  -0.0216   0.8456   0.0974
 -10.000  -0.2643   0.12890   0.12243  -0.0252   0.8350   0.0980
  -9.750  -0.2400   0.12231   0.11579  -0.0219   0.8239   0.0999
  -9.500  -0.2282   0.11897   0.11240  -0.0217   0.8141   0.1021
  -9.250  -0.2201   0.11626   0.10966  -0.0222   0.8050   0.1047
  -9.000  -0.2139   0.11381   0.10719  -0.0237   0.7966   0.1077
  -8.750  -0.2140   0.11224   0.10561  -0.0269   0.7886   0.1109
  -8.500  -0.2205   0.11148   0.10486  -0.0324   0.7812   0.1121
  -8.250  -0.2050   0.10683   0.10021  -0.0316   0.7734   0.1135
  -8.000  -0.1891   0.10306   0.09639  -0.0297   0.7666   0.1161
  -7.750  -0.1776   0.10023   0.09358  -0.0307   0.7587   0.1200
  -7.500  -0.1746   0.09821   0.09155  -0.0336   0.7519   0.1250
  -7.250  -0.1835   0.09794   0.09124  -0.0449   0.7459   0.1278
  -7.000  -0.1622   0.09270   0.08608  -0.0383   0.7385   0.1308
  -6.750  -0.1498   0.08993   0.08328  -0.0379   0.7323   0.1356
  -6.500  -0.1466   0.08877   0.08204  -0.0484   0.7259   0.1436
  -6.250  -0.1326   0.08473   0.07806  -0.0469   0.7192   0.1461
  -5.750  -0.1073   0.08044   0.07360  -0.0552   0.7071   0.1611
  -5.250  -0.0776   0.07489   0.06798  -0.0558   0.6953   0.1772
  -4.750  -0.0463   0.06914   0.06229  -0.0558   0.6823   0.1907
  -4.500  -0.0312   0.06655   0.05964  -0.0567   0.6773   0.2026
  -4.250  -0.0147   0.06436   0.05741  -0.0581   0.6711   0.2199
  -4.000   0.0012   0.06226   0.05533  -0.0583   0.6645   0.2400
  -3.750   0.0164   0.06024   0.05329  -0.0573   0.6595   0.2640
  -3.250   0.1136   0.05170   0.04304  -0.0740   0.6478   0.0970
  -3.000   0.1358   0.04939   0.04066  -0.0741   0.6425   0.0925
  -2.750   0.1656   0.04716   0.03784  -0.0747   0.6386   0.0839
  -2.500   0.1895   0.04568   0.03627  -0.0754   0.6314   0.0817
  -2.250   0.2154   0.04412   0.03446  -0.0757   0.6257   0.0793
  -2.000   0.2425   0.04259   0.03256  -0.0755   0.6215   0.0778
  -1.750   0.2686   0.04156   0.03127  -0.0758   0.6158   0.0778
  -1.500   0.2943   0.04074   0.03023  -0.0760   0.6093   0.0781
  -1.250   0.3215   0.03973   0.02891  -0.0757   0.6048   0.0778
  -1.000   0.3497   0.03867   0.02751  -0.0752   0.6014   0.0769
  -0.750   0.3742   0.03847   0.02715  -0.0756   0.5938   0.0763
  -0.500   0.4007   0.03793   0.02637  -0.0753   0.5885   0.0761
  -0.250   0.4285   0.03723   0.02544  -0.0748   0.5848   0.0761
   0.000   0.4537   0.03705   0.02516  -0.0747   0.5796   0.0772
   0.250   0.4767   0.03722   0.02529  -0.0746   0.5731   0.0792
   0.500   0.5038   0.03695   0.02484  -0.0741   0.5687   0.0815
   0.750   0.5327   0.03649   0.02417  -0.0734   0.5655   0.0833
   1.000   0.5525   0.03731   0.02497  -0.0735   0.5580   0.0843
   1.250   0.5763   0.03744   0.02503  -0.0730   0.5530   0.0858
   1.500   0.6025   0.03717   0.02471  -0.0724   0.5495   0.0888
   1.750   0.6240   0.03768   0.02519  -0.0721   0.5441   0.0935
   2.000   0.6423   0.03863   0.02613  -0.0719   0.5372   0.0983
   2.250   0.6677   0.03863   0.02611  -0.0714   0.5333   0.1052
   2.500   0.6961   0.03834   0.02575  -0.0707   0.5305   0.1156
   2.750   0.7056   0.04037   0.02795  -0.0709   0.5209   0.1299
   3.000   0.7316   0.03851   0.02808  -0.0704   0.5169   1.0000
   3.250   0.7602   0.03849   0.02768  -0.0694   0.5139   1.0000
   3.500   0.7643   0.04111   0.03028  -0.0692   0.5037   1.0000
   3.750   0.7895   0.04137   0.03033  -0.0684   0.4996   1.0000
   4.000   0.8198   0.04107   0.02981  -0.0675   0.4968   1.0000
   4.250   0.8173   0.04423   0.03302  -0.0672   0.4853   1.0000
   4.500   0.8456   0.04407   0.03271  -0.0664   0.4818   1.0000
   5.000   0.8678   0.04735   0.03592  -0.0651   0.4666   1.0000
   5.250   0.8993   0.04680   0.03524  -0.0642   0.4639   1.0000
   5.750   0.9134   0.05086   0.03930  -0.0631   0.4480   1.0000
   6.500   0.9488   0.05536   0.04374  -0.0611   0.4286   1.0000
   7.000   0.9600   0.05992   0.04832  -0.0602   0.4130   1.0000
   7.500   0.9646   0.06540   0.05384  -0.0596   0.3967   1.0000
   8.000   0.9675   0.07122   0.05970  -0.0592   0.3806   1.0000
   8.500   0.9662   0.07785   0.06639  -0.0592   0.3652   1.0000
   8.750   0.9923   0.07770   0.06622  -0.0582   0.3629   1.0000
   9.000   0.9637   0.08476   0.07336  -0.0594   0.3503   1.0000
   9.250   0.9874   0.08499   0.07361  -0.0585   0.3479   1.0000
   9.500   0.9572   0.09263   0.08132  -0.0601   0.3370   1.0000
   9.750   0.9748   0.09374   0.08245  -0.0596   0.3337   1.0000
  10.000   0.9989   0.09391   0.08264  -0.0587   0.3317   1.0000
  10.250   0.9657   0.10213   0.09093  -0.0608   0.3209   1.0000
  10.500   0.9823   0.10345   0.09229  -0.0603   0.3181   1.0000
  11.000   0.9672   0.11316   0.10212  -0.0624   0.3066   1.0000
  11.250   0.9829   0.11458   0.10360  -0.0620   0.3035   1.0000
<< Back to GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe324-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe324-il)