GOE 325 (PFALZ 54) AIRFOIL (goe325-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 325 (PFALZ 54) AIRFOIL (goe325-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.11 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe325-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe325-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 325 (PFALZ 54) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3506 0.11359 0.10678 -0.0179 1.0000 0.1261
-8.500 -0.3533 0.11214 0.10542 -0.0197 1.0000 0.1307
-8.250 -0.3660 0.11227 0.10570 -0.0222 1.0000 0.1321
-8.000 -0.3414 0.10513 0.09850 -0.0197 1.0000 0.1401
-7.750 -0.3474 0.10382 0.09731 -0.0206 1.0000 0.1451
-7.500 -0.3614 0.10392 0.09760 -0.0242 1.0000 0.1468
-7.250 -0.3412 0.09750 0.09114 -0.0197 1.0000 0.1542
-7.000 -0.3467 0.09606 0.08982 -0.0215 1.0000 0.1600
-6.750 -0.3481 0.09340 0.08727 -0.0227 1.0000 0.1634
-6.500 -0.3400 0.08985 0.08376 -0.0203 1.0000 0.1715
-6.250 -0.3458 0.08872 0.08272 -0.0253 1.0000 0.1771
-6.000 -0.3363 0.08447 0.07853 -0.0206 1.0000 0.1861
-5.500 -0.3321 0.08002 0.07417 -0.0253 1.0000 0.2070
-5.250 -0.3266 0.07729 0.07148 -0.0251 1.0000 0.2217
-5.000 -0.3214 0.07403 0.06830 -0.0231 1.0000 0.2374
-4.750 -0.3162 0.07088 0.06520 -0.0206 1.0000 0.2540
-4.500 -0.3104 0.06805 0.06244 -0.0183 1.0000 0.2727
-4.250 -0.3043 0.06547 0.05991 -0.0182 1.0000 0.2985
-4.000 0.0654 0.03940 0.03291 -0.0284 1.0000 1.0000
-3.750 0.0744 0.03780 0.03138 -0.0288 1.0000 1.0000
-3.500 0.0825 0.03631 0.02997 -0.0290 1.0000 1.0000
-3.250 0.0693 0.03600 0.02981 -0.0241 1.0000 0.9922
-3.000 -0.3102 0.05384 0.04889 0.0101 1.0000 0.5227
-2.750 -0.3182 0.05188 0.04705 0.0192 1.0000 0.5811
-2.500 -0.3243 0.04963 0.04494 0.0292 1.0000 0.6334
-2.250 -0.3276 0.04751 0.04293 0.0365 1.0000 0.6802
-2.000 -0.3285 0.04553 0.04105 0.0404 1.0000 0.7145
-1.750 -0.3248 0.04331 0.03891 0.0438 1.0000 0.7412
-1.500 -0.0262 0.03747 0.03011 -0.0519 1.0000 0.2714
-1.250 0.0397 0.03550 0.02710 -0.0599 0.9927 0.2018
-1.000 0.1192 0.03362 0.02425 -0.0692 0.9743 0.1771
-0.750 0.1886 0.03200 0.02214 -0.0769 0.9553 0.1754
-0.500 0.2481 0.03061 0.02042 -0.0825 0.9329 0.1729
-0.250 0.3107 0.02938 0.01881 -0.0878 0.9137 0.1754
0.000 0.3616 0.02831 0.01760 -0.0912 0.8909 0.1902
0.250 0.4168 0.02689 0.01624 -0.0948 0.8719 0.2122
0.500 0.4605 0.02556 0.01521 -0.0966 0.8504 0.2675
0.750 0.5001 0.02305 0.01392 -0.0960 0.8310 1.0000
1.000 0.5394 0.02277 0.01321 -0.0965 0.8096 1.0000
1.250 0.5736 0.02261 0.01277 -0.0963 0.7871 1.0000
1.500 0.6063 0.02251 0.01242 -0.0958 0.7655 1.0000
1.750 0.6360 0.02260 0.01230 -0.0950 0.7435 1.0000
2.000 0.6659 0.02273 0.01221 -0.0942 0.7235 1.0000
2.250 0.6915 0.02321 0.01255 -0.0933 0.7016 1.0000
2.500 0.7189 0.02362 0.01280 -0.0925 0.6829 1.0000
2.750 0.7460 0.02410 0.01311 -0.0917 0.6657 1.0000
3.000 0.7709 0.02481 0.01374 -0.0911 0.6484 1.0000
3.250 0.7959 0.02555 0.01444 -0.0905 0.6328 1.0000
3.500 0.8212 0.02631 0.01513 -0.0899 0.6187 1.0000
3.750 0.8472 0.02704 0.01579 -0.0894 0.6060 1.0000
4.000 0.8711 0.02802 0.01678 -0.0890 0.5935 1.0000
4.250 0.8938 0.02917 0.01803 -0.0886 0.5817 1.0000
4.500 0.9167 0.03034 0.01926 -0.0882 0.5710 1.0000
4.750 0.9434 0.03117 0.02005 -0.0878 0.5622 1.0000
5.000 0.9621 0.03288 0.02194 -0.0875 0.5522 1.0000
5.250 0.9839 0.03433 0.02352 -0.0872 0.5439 1.0000
5.500 1.0053 0.03578 0.02510 -0.0868 0.5355 1.0000
5.750 1.0220 0.03783 0.02733 -0.0865 0.5277 1.0000
6.000 1.0414 0.03966 0.02931 -0.0863 0.5209 1.0000
6.250 1.0551 0.04214 0.03201 -0.0859 0.5142 1.0000
6.500 1.0670 0.04477 0.03484 -0.0856 0.5071 1.0000
6.750 1.0861 0.04677 0.03698 -0.0852 0.5017 1.0000
7.000 1.0679 0.05287 0.04334 -0.0854 0.4957 1.0000
7.250 1.0787 0.05578 0.04639 -0.0851 0.4904 1.0000
7.500 1.0655 0.06147 0.05220 -0.0854 0.4861 1.0000
7.750 1.0113 0.07181 0.06250 -0.0874 0.4861 1.0000
8.000 0.9719 0.08041 0.07107 -0.0898 0.4901 1.0000
8.250 0.9832 0.08394 0.07472 -0.0901 0.4881 1.0000
9.750 1.3682 0.04392 0.03625 -0.0639 0.3256 1.0000
10.000 1.3735 0.03912 0.03145 -0.0573 0.2687 1.0000
10.250 1.3534 0.03972 0.03216 -0.0512 0.2046 1.0000
10.500 1.3324 0.04223 0.03411 -0.0463 0.1570 1.0000
10.750 1.3138 0.04583 0.03733 -0.0433 0.1365 1.0000
11.000 1.2982 0.04980 0.04112 -0.0413 0.1246 1.0000
11.250 1.2857 0.05388 0.04511 -0.0401 0.1160 1.0000
11.500 1.2756 0.05789 0.04899 -0.0392 0.1091 1.0000
11.750 1.2714 0.06159 0.05277 -0.0383 0.1019 1.0000
12.000 1.2717 0.06466 0.05565 -0.0367 0.0952 1.0000
12.250 1.2744 0.06786 0.05908 -0.0356 0.0897 1.0000
12.500 1.3057 0.06873 0.05984 -0.0314 0.0828 1.0000
12.750 1.3147 0.07210 0.06358 -0.0302 0.0807 1.0000
13.000 1.3176 0.07608 0.06789 -0.0295 0.0793 1.0000
13.250 1.3126 0.08070 0.07283 -0.0296 0.0784 1.0000
13.500 1.3009 0.08602 0.07845 -0.0305 0.0781 1.0000
13.750 1.2830 0.09223 0.08495 -0.0326 0.0783 1.0000
14.000 1.2601 0.09949 0.09248 -0.0360 0.0791 1.0000
14.250 1.2345 0.10772 0.10095 -0.0403 0.0802 1.0000
14.500 1.2077 0.11679 0.11019 -0.0455 0.0814 1.0000
14.750 1.1827 0.12630 0.11983 -0.0510 0.0826 1.0000
15.000 1.1623 0.13574 0.12934 -0.0561 0.0836 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 325 (PFALZ 54) AIRFOIL (goe325-il)