GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 66.06 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.1168 0.10771 0.10420 -0.0539 0.9296 0.0429
-9.250 -0.1164 0.10584 0.10230 -0.0567 0.9162 0.0434
-8.750 -0.1077 0.10046 0.09688 -0.0587 0.8947 0.0438
-8.500 -0.0978 0.09749 0.09386 -0.0572 0.8866 0.0441
-8.250 -0.0882 0.09482 0.09118 -0.0573 0.8768 0.0445
-8.000 -0.0812 0.09243 0.08874 -0.0573 0.8686 0.0450
-7.750 -0.0725 0.08991 0.08622 -0.0584 0.8598 0.0457
-7.500 -0.0651 0.08744 0.08372 -0.0595 0.8523 0.0464
-7.250 -0.0573 0.08491 0.08118 -0.0612 0.8453 0.0474
-7.000 -0.0529 0.08262 0.07888 -0.0660 0.8373 0.0486
-6.750 -0.0414 0.07916 0.07531 -0.0770 0.8309 0.0492
-6.500 -0.0294 0.07625 0.07244 -0.0743 0.8252 0.0495
-6.250 -0.0164 0.07361 0.06979 -0.0740 0.8187 0.0500
-6.000 -0.0025 0.07103 0.06717 -0.0750 0.8133 0.0507
-5.750 0.0138 0.06841 0.06451 -0.0774 0.8079 0.0516
-5.500 0.0323 0.06562 0.06170 -0.0808 0.8019 0.0529
-5.250 0.0703 0.06180 0.05752 -0.0943 0.7964 0.0555
-5.000 0.0830 0.05881 0.05456 -0.0928 0.7925 0.0558
-4.750 0.0992 0.05640 0.05220 -0.0926 0.7874 0.0564
-4.500 0.1184 0.05413 0.04991 -0.0933 0.7816 0.0574
-4.250 0.1408 0.05178 0.04747 -0.0948 0.7765 0.0590
-4.000 0.1791 0.04879 0.04405 -0.1009 0.7724 0.0631
-3.750 0.1965 0.04638 0.04174 -0.1007 0.7664 0.0638
-3.500 0.2177 0.04440 0.03974 -0.1009 0.7607 0.0652
-3.250 0.2431 0.04242 0.03763 -0.1017 0.7561 0.0676
-3.000 0.2781 0.04013 0.03495 -0.1044 0.7510 0.0719
-2.750 0.2994 0.03804 0.03292 -0.1045 0.7445 0.0730
-2.500 0.3241 0.03634 0.03114 -0.1047 0.7391 0.0753
-2.250 0.3584 0.03486 0.02919 -0.1058 0.7350 0.0818
-2.000 0.3811 0.03286 0.02730 -0.1060 0.7282 0.0834
-1.750 0.4070 0.03141 0.02577 -0.1061 0.7218 0.0867
-1.500 0.4380 0.02998 0.02397 -0.1064 0.7163 0.0942
-1.250 0.4626 0.02857 0.02263 -0.1064 0.7081 0.0981
-1.000 0.4923 0.02736 0.02113 -0.1065 0.7013 0.1078
-0.750 0.5185 0.02609 0.01984 -0.1064 0.6935 0.1128
-0.500 0.5473 0.02491 0.01846 -0.1064 0.6850 0.1231
-0.250 0.5760 0.02414 0.01747 -0.1062 0.6766 0.1365
0.000 0.6025 0.02278 0.01612 -0.1061 0.6669 0.1437
0.500 0.6699 0.01925 0.01150 -0.1042 0.6478 0.0797
0.750 0.6979 0.01810 0.01024 -0.1038 0.6355 0.0768
1.000 0.7262 0.01715 0.00906 -0.1031 0.6223 0.0744
1.250 0.7536 0.01648 0.00826 -0.1024 0.6062 0.0746
1.500 0.7802 0.01601 0.00772 -0.1018 0.5854 0.0765
1.750 0.8060 0.01572 0.00727 -0.1010 0.5572 0.0802
2.000 0.8304 0.01533 0.00677 -0.1001 0.5168 0.0831
2.250 0.8527 0.01534 0.00653 -0.0989 0.4727 0.0874
2.500 0.8748 0.01552 0.00646 -0.0978 0.4421 0.0942
2.750 0.8976 0.01577 0.00655 -0.0970 0.4224 0.1045
3.000 0.9215 0.01590 0.00662 -0.0963 0.4079 0.1231
3.250 0.9447 0.01430 0.00673 -0.0954 0.3971 1.0000
3.500 0.9687 0.01476 0.00691 -0.0947 0.3870 1.0000
3.750 0.9935 0.01514 0.00716 -0.0942 0.3781 1.0000
4.000 1.0176 0.01559 0.00743 -0.0936 0.3698 1.0000
4.250 1.0421 0.01598 0.00773 -0.0931 0.3620 1.0000
4.500 1.0662 0.01638 0.00803 -0.0925 0.3542 1.0000
4.750 1.0901 0.01686 0.00838 -0.0919 0.3470 1.0000
5.000 1.1140 0.01721 0.00871 -0.0913 0.3392 1.0000
5.250 1.1372 0.01773 0.00908 -0.0907 0.3318 1.0000
5.500 1.1604 0.01809 0.00945 -0.0900 0.3241 1.0000
5.750 1.1827 0.01854 0.00983 -0.0892 0.3162 1.0000
6.000 1.2046 0.01901 0.01026 -0.0884 0.3080 1.0000
6.250 1.2256 0.01944 0.01065 -0.0874 0.2994 1.0000
6.500 1.2462 0.01996 0.01113 -0.0864 0.2908 1.0000
6.750 1.2658 0.02042 0.01155 -0.0853 0.2822 1.0000
7.000 1.2854 0.02099 0.01206 -0.0842 0.2744 1.0000
7.250 1.3042 0.02147 0.01255 -0.0829 0.2668 1.0000
7.500 1.3234 0.02212 0.01307 -0.0818 0.2608 1.0000
7.750 1.3417 0.02262 0.01364 -0.0805 0.2546 1.0000
8.000 1.3588 0.02315 0.01415 -0.0790 0.2498 1.0000
8.250 1.3783 0.02384 0.01471 -0.0780 0.2456 1.0000
8.500 1.3959 0.02442 0.01537 -0.0767 0.2418 1.0000
8.750 1.4141 0.02502 0.01600 -0.0755 0.2382 1.0000
9.000 1.4325 0.02563 0.01661 -0.0744 0.2351 1.0000
9.250 1.4521 0.02628 0.01722 -0.0735 0.2325 1.0000
9.500 1.4759 0.02701 0.01787 -0.0732 0.2299 1.0000
9.750 1.4937 0.02769 0.01866 -0.0721 0.2278 1.0000
10.000 1.5124 0.02840 0.01945 -0.0712 0.2257 1.0000
10.250 1.5312 0.02911 0.02022 -0.0703 0.2236 1.0000
10.500 1.5498 0.02981 0.02096 -0.0694 0.2215 1.0000
10.750 1.5688 0.03052 0.02169 -0.0686 0.2196 1.0000
11.000 1.5893 0.03124 0.02242 -0.0680 0.2179 1.0000
11.250 1.6143 0.03199 0.02314 -0.0680 0.2164 1.0000
11.500 1.6409 0.03286 0.02402 -0.0682 0.2149 1.0000
11.750 1.6562 0.03378 0.02509 -0.0671 0.2139 1.0000
12.000 1.6719 0.03475 0.02620 -0.0660 0.2128 1.0000
12.250 1.6875 0.03576 0.02734 -0.0650 0.2116 1.0000
12.500 1.7031 0.03681 0.02852 -0.0640 0.2105 1.0000
12.750 1.7184 0.03790 0.02973 -0.0631 0.2094 1.0000
13.000 1.7335 0.03902 0.03096 -0.0622 0.2083 1.0000
13.250 1.7475 0.04011 0.03216 -0.0611 0.2071 1.0000
13.500 1.7618 0.04105 0.03317 -0.0602 0.2054 1.0000
13.750 1.7806 0.04173 0.03381 -0.0596 0.2032 1.0000
14.000 1.8064 0.04272 0.03475 -0.0599 0.2006 1.0000
14.250 1.8025 0.04433 0.03659 -0.0574 0.1993 1.0000
14.500 1.8001 0.04607 0.03854 -0.0553 0.1977 1.0000
14.750 1.7981 0.04792 0.04057 -0.0535 0.1960 1.0000
15.000 1.7989 0.04963 0.04242 -0.0520 0.1940 1.0000
15.250 1.8051 0.05098 0.04385 -0.0509 0.1919 1.0000
15.500 1.8204 0.05174 0.04459 -0.0504 0.1897 1.0000
15.750 1.8514 0.05213 0.04486 -0.0507 0.1867 1.0000
16.000 1.8388 0.05481 0.04779 -0.0488 0.1857 1.0000
16.250 1.8263 0.05775 0.05097 -0.0473 0.1845 1.0000
16.500 1.8136 0.06092 0.05436 -0.0460 0.1831 1.0000
16.750 1.8000 0.06434 0.05799 -0.0451 0.1816 1.0000
17.000 1.7884 0.06769 0.06152 -0.0444 0.1799 1.0000
17.250 1.7868 0.07012 0.06405 -0.0440 0.1780 1.0000
17.500 1.8138 0.06956 0.06340 -0.0437 0.1753 1.0000
17.750 1.8378 0.06989 0.06368 -0.0434 0.1727 1.0000
18.000 1.8084 0.07523 0.06931 -0.0431 0.1719 1.0000
18.250 1.7733 0.08181 0.07618 -0.0436 0.1710 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)