GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.23 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe322-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe322-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2283 0.13222 0.12596 -0.0311 1.0000 0.1342
-10.500 -0.2292 0.13099 0.12483 -0.0334 1.0000 0.1383
-10.250 -0.2421 0.13193 0.12592 -0.0365 1.0000 0.1398
-10.000 -0.2236 0.12570 0.11976 -0.0358 1.0000 0.1425
-9.750 -0.2208 0.12329 0.11745 -0.0342 1.0000 0.1457
-9.500 -0.2399 0.12390 0.11821 -0.0302 1.0000 0.1471
-9.250 -0.2599 0.12452 0.11894 -0.0263 1.0000 0.1486
-9.000 -0.2777 0.12474 0.11926 -0.0233 1.0000 0.1505
-8.750 -0.2962 0.12497 0.11960 -0.0209 1.0000 0.1524
-8.500 -0.3181 0.12554 0.12029 -0.0188 1.0000 0.1540
-8.250 -0.3435 0.12642 0.12127 -0.0169 1.0000 0.1549
-8.000 -0.3710 0.12728 0.12225 -0.0148 1.0000 0.1554
-7.750 -0.3491 0.12141 0.11637 -0.0149 0.9980 0.1587
-7.500 -0.3264 0.11723 0.11217 -0.0182 0.9917 0.1654
-7.250 -0.3352 0.11634 0.11131 -0.0226 0.9834 0.1703
-7.000 -0.3277 0.11274 0.10774 -0.0260 0.9760 0.1738
-6.750 -0.3029 0.10868 0.10365 -0.0285 0.9700 0.1838
-6.250 -0.2824 0.10259 0.09757 -0.0342 0.9555 0.1985
-6.000 -0.2982 0.10257 0.09753 -0.0416 0.9457 0.2050
-5.750 -0.2672 0.09720 0.09218 -0.0386 0.9410 0.2143
-5.500 -0.2742 0.09589 0.09085 -0.0432 0.9332 0.2229
-5.250 -0.2566 0.09256 0.08754 -0.0417 0.9272 0.2336
-5.000 -0.2432 0.08964 0.08461 -0.0439 0.9212 0.2457
-4.750 -0.2454 0.08799 0.08296 -0.0452 0.9143 0.2582
-4.500 -0.2281 0.08514 0.08009 -0.0465 0.9085 0.2762
-4.000 0.3064 0.05395 0.04836 -0.0839 0.9153 1.0000
-3.750 0.3348 0.05181 0.04619 -0.0889 0.9079 1.0000
-3.500 0.3416 0.05125 0.04565 -0.0892 0.8973 1.0000
-3.000 0.0273 0.06596 0.06098 -0.0281 0.8739 0.8074
-2.750 -0.1995 0.07266 0.06795 -0.0239 0.8668 0.5166
-2.500 -0.1944 0.07096 0.06633 -0.0166 0.8606 0.5712
-2.250 -0.1900 0.06933 0.06476 -0.0099 0.8544 0.6216
-2.000 -0.1926 0.06790 0.06340 -0.0047 0.8478 0.6547
-1.750 -0.1655 0.06563 0.06109 -0.0038 0.8404 0.6981
-1.500 -0.1711 0.06448 0.05996 -0.0037 0.8334 0.6997
-1.250 0.1419 0.05820 0.05016 -0.0931 0.8107 0.2186
-1.000 0.1770 0.05716 0.04861 -0.0949 0.8014 0.1926
-0.750 0.2255 0.05598 0.04693 -0.0980 0.7918 0.1792
-0.500 0.2418 0.05616 0.04681 -0.0973 0.7816 0.1763
-0.250 0.2854 0.05559 0.04580 -0.0993 0.7721 0.1742
0.000 0.3067 0.05594 0.04583 -0.0989 0.7616 0.1725
0.250 0.3303 0.05615 0.04584 -0.0988 0.7511 0.1730
0.500 0.3774 0.05543 0.04498 -0.1007 0.7415 0.1791
0.750 0.3819 0.05665 0.04608 -0.0987 0.7302 0.1840
1.000 0.4096 0.05702 0.04632 -0.0987 0.7196 0.1948
1.250 0.4468 0.05692 0.04615 -0.0994 0.7097 0.2129
1.500 0.4535 0.05816 0.04745 -0.0978 0.6986 0.2311
1.750 0.4963 0.05524 0.04675 -0.0982 0.6902 1.0000
2.000 0.5009 0.05722 0.04818 -0.0961 0.6793 1.0000
2.250 0.5147 0.05895 0.04957 -0.0951 0.6690 1.0000
2.500 0.5517 0.05977 0.05003 -0.0957 0.6594 1.0000
2.750 0.5439 0.06239 0.05259 -0.0937 0.6492 1.0000
3.000 0.5737 0.06357 0.05354 -0.0940 0.6400 1.0000
3.250 0.5764 0.06585 0.05574 -0.0928 0.6305 1.0000
3.500 0.5899 0.06778 0.05754 -0.0922 0.6214 1.0000
3.750 0.6099 0.06940 0.05904 -0.0920 0.6126 1.0000
4.000 0.6109 0.07198 0.06158 -0.0909 0.6039 1.0000
4.250 0.6549 0.07231 0.06173 -0.0915 0.5938 1.0000
4.500 0.6338 0.07614 0.06559 -0.0898 0.5859 1.0000
4.750 0.6586 0.07740 0.06675 -0.0895 0.5751 1.0000
5.000 0.6796 0.07878 0.06806 -0.0891 0.5645 1.0000
5.250 0.6753 0.08172 0.07098 -0.0880 0.5544 1.0000
5.500 0.6986 0.08292 0.07212 -0.0875 0.5429 1.0000
5.750 0.7334 0.08328 0.07239 -0.0871 0.5316 1.0000
6.000 0.7169 0.08724 0.07638 -0.0861 0.5213 1.0000
6.250 0.7358 0.08884 0.07795 -0.0855 0.5110 1.0000
6.500 0.7601 0.08998 0.07905 -0.0850 0.5007 1.0000
6.750 0.7461 0.09428 0.08338 -0.0845 0.4918 1.0000
7.000 0.7832 0.09456 0.08360 -0.0840 0.4820 1.0000
7.250 0.7598 0.09982 0.08892 -0.0838 0.4741 1.0000
7.500 0.7821 0.10132 0.09041 -0.0833 0.4645 1.0000
7.750 0.7671 0.10636 0.09549 -0.0836 0.4598 1.0000
8.000 0.7597 0.11131 0.10050 -0.0844 0.4599 1.0000
8.250 0.7578 0.11632 0.10554 -0.0855 0.4638 1.0000
8.500 0.7750 0.12060 0.10985 -0.0868 0.4675 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) AIRFOIL (goe322-il)