GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 71.63 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe319-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe319-il-200000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2493 0.11076 0.10716 -0.0265 1.0000 0.0313
-9.500 -0.2422 0.10799 0.10442 -0.0277 1.0000 0.0318
-9.250 -0.2357 0.10524 0.10171 -0.0290 1.0000 0.0324
-9.000 -0.2252 0.10206 0.09854 -0.0323 0.9806 0.0336
-8.750 -0.2157 0.09864 0.09510 -0.0395 0.9526 0.0342
-8.250 -0.1925 0.09176 0.08818 -0.0437 0.9143 0.0345
-8.000 -0.1817 0.08890 0.08530 -0.0437 0.8979 0.0348
-7.750 -0.1730 0.08627 0.08264 -0.0443 0.8813 0.0351
-7.500 -0.1650 0.08369 0.08002 -0.0452 0.8647 0.0356
-7.250 -0.1575 0.08114 0.07743 -0.0466 0.8488 0.0361
-7.000 -0.1473 0.07835 0.07460 -0.0489 0.8340 0.0367
-6.750 -0.1349 0.07537 0.07155 -0.0521 0.8202 0.0376
-6.500 -0.1111 0.07073 0.06673 -0.0655 0.8060 0.0393
-6.250 -0.0967 0.06746 0.06342 -0.0667 0.7951 0.0395
-6.000 -0.0831 0.06492 0.06084 -0.0662 0.7853 0.0399
-5.750 -0.0664 0.06232 0.05818 -0.0673 0.7750 0.0404
-5.500 -0.0474 0.05966 0.05542 -0.0693 0.7657 0.0411
-5.250 -0.0262 0.05687 0.05254 -0.0719 0.7564 0.0420
-5.000 -0.0022 0.05392 0.04945 -0.0751 0.7482 0.0435
-4.750 0.0361 0.04955 0.04469 -0.0827 0.7403 0.0451
-4.500 0.0529 0.04720 0.04232 -0.0824 0.7332 0.0455
-4.250 0.0727 0.04526 0.04036 -0.0826 0.7250 0.0463
-4.000 0.0959 0.04332 0.03831 -0.0835 0.7175 0.0480
-3.750 0.1341 0.04011 0.03461 -0.0872 0.7104 0.0516
-3.500 0.1545 0.03791 0.03240 -0.0873 0.7030 0.0520
-3.250 0.1772 0.03613 0.03053 -0.0875 0.6963 0.0527
-2.750 0.2360 0.02869 0.02228 -0.0888 0.6812 0.0396
-2.500 0.2613 0.02727 0.02074 -0.0887 0.6720 0.0387
-2.250 0.2885 0.02519 0.01830 -0.0885 0.6633 0.0390
-2.000 0.3148 0.02367 0.01659 -0.0883 0.6534 0.0387
-1.750 0.3411 0.02226 0.01492 -0.0880 0.6438 0.0381
-1.500 0.3680 0.02080 0.01320 -0.0876 0.6321 0.0375
-1.250 0.3950 0.01946 0.01155 -0.0871 0.6199 0.0372
-1.000 0.4220 0.01837 0.01015 -0.0865 0.6084 0.0371
-0.750 0.4494 0.01746 0.00902 -0.0861 0.5982 0.0372
-0.500 0.4767 0.01675 0.00809 -0.0857 0.5904 0.0375
-0.250 0.5042 0.01620 0.00736 -0.0853 0.5816 0.0386
0.000 0.5314 0.01576 0.00673 -0.0848 0.5733 0.0395
0.250 0.5583 0.01530 0.00623 -0.0845 0.5638 0.0399
0.500 0.5849 0.01495 0.00582 -0.0840 0.5547 0.0404
0.750 0.6115 0.01466 0.00550 -0.0836 0.5448 0.0410
1.000 0.6381 0.01443 0.00524 -0.0832 0.5356 0.0418
1.250 0.6645 0.01425 0.00502 -0.0827 0.5261 0.0427
1.500 0.6910 0.01411 0.00486 -0.0823 0.5168 0.0439
1.750 0.7172 0.01402 0.00474 -0.0819 0.5069 0.0460
2.000 0.7436 0.01397 0.00470 -0.0815 0.4965 0.0487
2.250 0.7698 0.01396 0.00463 -0.0810 0.4857 0.0509
2.500 0.7959 0.01395 0.00462 -0.0806 0.4730 0.0541
2.750 0.8219 0.01398 0.00463 -0.0801 0.4588 0.0605
3.000 0.8474 0.01399 0.00469 -0.0796 0.4429 0.0918
3.250 0.8837 0.01244 0.00490 -0.0817 0.4230 1.0000
3.500 0.9080 0.01271 0.00499 -0.0809 0.4034 1.0000
3.750 0.9319 0.01301 0.00513 -0.0802 0.3824 1.0000
4.000 0.9553 0.01336 0.00531 -0.0794 0.3616 1.0000
4.250 0.9783 0.01375 0.00553 -0.0786 0.3428 1.0000
4.500 1.0012 0.01415 0.00580 -0.0777 0.3263 1.0000
4.750 1.0240 0.01456 0.00608 -0.0769 0.3126 1.0000
5.000 1.0467 0.01498 0.00639 -0.0761 0.3016 1.0000
5.250 1.0700 0.01536 0.00671 -0.0754 0.2923 1.0000
5.500 1.0926 0.01578 0.00705 -0.0746 0.2839 1.0000
5.750 1.1154 0.01618 0.00739 -0.0738 0.2754 1.0000
6.000 1.1374 0.01663 0.00777 -0.0730 0.2683 1.0000
6.250 1.1604 0.01700 0.00812 -0.0723 0.2617 1.0000
6.500 1.1825 0.01744 0.00851 -0.0715 0.2562 1.0000
6.750 1.2040 0.01790 0.00892 -0.0706 0.2516 1.0000
7.000 1.2270 0.01826 0.00933 -0.0699 0.2473 1.0000
7.250 1.2491 0.01867 0.00975 -0.0691 0.2433 1.0000
7.500 1.2703 0.01914 0.01020 -0.0682 0.2395 1.0000
7.750 1.2905 0.01966 0.01070 -0.0672 0.2361 1.0000
8.000 1.3120 0.02010 0.01117 -0.0664 0.2329 1.0000
8.250 1.3334 0.02052 0.01165 -0.0656 0.2294 1.0000
8.500 1.3536 0.02099 0.01216 -0.0646 0.2256 1.0000
8.750 1.3726 0.02152 0.01270 -0.0635 0.2220 1.0000
9.000 1.3902 0.02214 0.01329 -0.0622 0.2186 1.0000
9.250 1.4089 0.02262 0.01384 -0.0610 0.2156 1.0000
9.500 1.4270 0.02312 0.01444 -0.0598 0.2124 1.0000
9.750 1.4440 0.02367 0.01506 -0.0584 0.2092 1.0000
10.000 1.4600 0.02431 0.01573 -0.0570 0.2060 1.0000
10.250 1.4749 0.02503 0.01645 -0.0556 0.2031 1.0000
10.500 1.4906 0.02573 0.01722 -0.0543 0.2002 1.0000
10.750 1.5063 0.02638 0.01800 -0.0531 0.1966 1.0000
11.000 1.5205 0.02712 0.01883 -0.0518 0.1926 1.0000
11.250 1.5329 0.02799 0.01974 -0.0504 0.1889 1.0000
11.500 1.5446 0.02895 0.02072 -0.0491 0.1853 1.0000
11.750 1.5580 0.02981 0.02174 -0.0480 0.1807 1.0000
12.000 1.5693 0.03082 0.02284 -0.0468 0.1763 1.0000
12.250 1.5788 0.03201 0.02406 -0.0456 0.1728 1.0000
12.500 1.5900 0.03314 0.02530 -0.0446 0.1694 1.0000
12.750 1.6012 0.03432 0.02661 -0.0437 0.1656 1.0000
13.000 1.6104 0.03566 0.02804 -0.0428 0.1622 1.0000
13.250 1.6171 0.03722 0.02964 -0.0418 0.1589 1.0000
13.500 1.6257 0.03872 0.03126 -0.0411 0.1550 1.0000
13.750 1.6326 0.04038 0.03304 -0.0404 0.1506 1.0000
14.000 1.6363 0.04237 0.03507 -0.0397 0.1465 1.0000
14.250 1.6409 0.04433 0.03713 -0.0392 0.1426 1.0000
14.500 1.6451 0.04638 0.03930 -0.0387 0.1384 1.0000
14.750 1.6460 0.04878 0.04176 -0.0382 0.1347 1.0000
15.000 1.6460 0.05133 0.04437 -0.0379 0.1314 1.0000
15.250 1.6484 0.05372 0.04690 -0.0376 0.1277 1.0000
15.500 1.6478 0.05651 0.04978 -0.0375 0.1242 1.0000
15.750 1.6444 0.05966 0.05300 -0.0376 0.1211 1.0000
16.000 1.6428 0.06271 0.05615 -0.0377 0.1182 1.0000
16.250 1.6415 0.06582 0.05941 -0.0379 0.1150 1.0000
16.500 1.6369 0.06941 0.06310 -0.0384 0.1117 1.0000
16.750 1.6294 0.07343 0.06719 -0.0391 0.1088 1.0000
17.000 1.6239 0.07730 0.07118 -0.0398 0.1059 1.0000
17.250 1.6184 0.08127 0.07530 -0.0407 0.1027 1.0000
17.500 1.6101 0.08570 0.07985 -0.0418 0.0998 1.0000
17.750 1.5992 0.09054 0.08478 -0.0431 0.0973 1.0000
18.000 1.5892 0.09535 0.08971 -0.0445 0.0949 1.0000
18.250 1.5793 0.10030 0.09483 -0.0461 0.0920 1.0000
18.500 1.5659 0.10588 0.10054 -0.0481 0.0890 1.0000
18.750 1.5502 0.11189 0.10664 -0.0504 0.0863 1.0000
19.000 1.5354 0.11791 0.11279 -0.0528 0.0836 1.0000
19.250 1.5195 0.12427 0.11929 -0.0556 0.0806 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il)