GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.13 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe319-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe319-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2587 0.12150 0.11448 -0.0252 1.0000 0.1253
-9.500 -0.2597 0.12039 0.11345 -0.0270 1.0000 0.1285
-9.250 -0.2705 0.12117 0.11437 -0.0295 1.0000 0.1299
-9.000 -0.2566 0.11567 0.10893 -0.0290 1.0000 0.1320
-8.750 -0.2404 0.11107 0.10436 -0.0279 1.0000 0.1366
-8.500 -0.2378 0.10894 0.10233 -0.0280 1.0000 0.1411
-8.250 -0.2461 0.10835 0.10188 -0.0281 1.0000 0.1445
-8.000 -0.2675 0.10917 0.10292 -0.0266 1.0000 0.1458
-7.750 -0.2936 0.11015 0.10409 -0.0237 1.0000 0.1462
-7.500 -0.3186 0.11110 0.10520 -0.0219 1.0000 0.1466
-7.250 -0.3026 0.10495 0.09911 -0.0178 1.0000 0.1495
-7.000 -0.3083 0.10312 0.09737 -0.0145 1.0000 0.1520
-6.750 -0.3207 0.10216 0.09651 -0.0118 1.0000 0.1543
-6.500 -0.3338 0.10130 0.09575 -0.0099 1.0000 0.1567
-6.250 -0.3471 0.10056 0.09510 -0.0089 1.0000 0.1596
-6.000 -0.3621 0.10066 0.09526 -0.0109 1.0000 0.1625
-5.750 -0.3702 0.09994 0.09456 -0.0139 1.0000 0.1642
-5.500 -0.3680 0.09571 0.09044 -0.0087 1.0000 0.1667
-5.250 -0.3682 0.09344 0.08821 -0.0067 1.0000 0.1707
-5.000 -0.3686 0.09179 0.08658 -0.0077 1.0000 0.1765
-4.750 -0.3649 0.09047 0.08521 -0.0131 1.0000 0.1816
-4.500 -0.3538 0.08663 0.08145 -0.0109 0.9970 0.1866
-4.000 -0.2869 0.08048 0.07509 -0.0266 0.9790 0.2149
-3.500 -0.2351 0.07427 0.06882 -0.0336 0.9620 0.2486
-3.250 -0.2073 0.07102 0.06559 -0.0360 0.9545 0.2686
-3.000 -0.1853 0.06903 0.06352 -0.0394 0.9453 0.2989
-2.750 -0.1615 0.06610 0.06064 -0.0403 0.9378 0.3348
-2.500 -0.1520 0.06378 0.05842 -0.0380 0.9296 0.3721
-2.250 -0.1329 0.06148 0.05620 -0.0364 0.9225 0.4407
-2.000 -0.1310 0.05949 0.05433 -0.0316 0.9141 0.4789
-1.750 -0.1137 0.05733 0.05226 -0.0287 0.9067 0.5326
-1.500 -0.1074 0.05562 0.05064 -0.0247 0.8984 0.5705
-1.250 -0.0872 0.05367 0.04874 -0.0227 0.8903 0.6153
-1.000 -0.0709 0.05195 0.04705 -0.0217 0.8815 0.6434
-0.750 -0.0221 0.04987 0.04491 -0.0281 0.8717 0.6618
-0.500 0.0657 0.04841 0.04302 -0.0484 0.8579 0.6169
-0.250 0.2423 0.04942 0.04175 -0.0865 0.8393 0.3008
0.000 0.2890 0.04914 0.04088 -0.0892 0.8256 0.2388
0.250 0.3361 0.04841 0.03966 -0.0914 0.8117 0.2079
0.500 0.3882 0.04720 0.03802 -0.0938 0.7980 0.1876
0.750 0.4381 0.04611 0.03652 -0.0957 0.7841 0.1763
1.000 0.4687 0.04560 0.03582 -0.0955 0.7690 0.1722
1.250 0.5005 0.04519 0.03523 -0.0953 0.7541 0.1733
1.500 0.5387 0.04472 0.03450 -0.0956 0.7396 0.1772
1.750 0.5914 0.04342 0.03296 -0.0968 0.7276 0.1819
2.000 0.6311 0.04242 0.03193 -0.0966 0.7144 0.1944
2.250 0.6569 0.04219 0.03171 -0.0953 0.6985 0.2120
2.500 0.6850 0.04169 0.03132 -0.0942 0.6829 0.2443
2.750 0.7203 0.03942 0.03036 -0.0930 0.6689 1.0000
3.000 0.7540 0.03912 0.02961 -0.0917 0.6544 1.0000
3.250 0.7966 0.03802 0.02822 -0.0908 0.6423 1.0000
3.500 0.8224 0.03808 0.02813 -0.0892 0.6256 1.0000
3.750 0.8482 0.03815 0.02806 -0.0876 0.6090 1.0000
4.000 0.8742 0.03819 0.02799 -0.0860 0.5926 1.0000
4.250 0.8995 0.03831 0.02801 -0.0845 0.5763 1.0000
4.500 0.9230 0.03867 0.02828 -0.0830 0.5605 1.0000
4.750 0.9437 0.03941 0.02896 -0.0815 0.5453 1.0000
5.000 0.9649 0.04018 0.02968 -0.0802 0.5313 1.0000
5.250 1.0107 0.03868 0.02796 -0.0798 0.5225 1.0000
5.500 1.0214 0.04047 0.02978 -0.0782 0.5079 1.0000
5.750 1.0268 0.04292 0.03229 -0.0766 0.4946 1.0000
6.000 1.0580 0.04297 0.03227 -0.0759 0.4857 1.0000
6.250 1.0690 0.04489 0.03424 -0.0745 0.4745 1.0000
6.500 1.0590 0.04898 0.03844 -0.0727 0.4633 1.0000
6.750 1.1053 0.04752 0.03687 -0.0724 0.4562 1.0000
7.000 1.0212 0.05947 0.04907 -0.0700 0.4440 1.0000
7.250 1.1258 0.05173 0.04118 -0.0698 0.4388 1.0000
7.500 0.9235 0.07952 0.06923 -0.0731 0.4278 1.0000
7.750 1.0312 0.06910 0.05876 -0.0680 0.4217 1.0000
8.000 0.9132 0.08876 0.07850 -0.0737 0.4170 1.0000
8.250 0.8906 0.09555 0.08533 -0.0751 0.4143 1.0000
8.500 0.8791 0.10111 0.09093 -0.0762 0.4124 1.0000
8.750 0.8710 0.10633 0.09618 -0.0772 0.4114 1.0000
9.000 0.8593 0.11244 0.10234 -0.0789 0.4159 1.0000
9.250 0.8705 0.11707 0.10701 -0.0800 0.4201 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 319 (HANSA-BRANDENBURG II) AIRFOIL (goe319-il)