Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 325 (PFALZ 54) AIRFOIL (goe325-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 325 (PFALZ 54) AIRFOIL (goe325-il)