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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe324-il)