GOE 326 (PFALZ 55) AIRFOIL (goe326-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 326 (PFALZ 55) AIRFOIL (goe326-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.54 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe326-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe326-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 326 (PFALZ 55) 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 -0.3943 0.13706 0.12990 -0.0087 1.0000 0.1028
-10.500 -0.3954 0.13597 0.12888 -0.0112 1.0000 0.1053
-10.250 -0.4017 0.13610 0.12910 -0.0145 1.0000 0.1063
-10.000 -0.3792 0.12765 0.12062 -0.0125 1.0000 0.1103
-9.750 -0.3711 0.12424 0.11723 -0.0130 1.0000 0.1156
-9.500 -0.3718 0.12278 0.11584 -0.0152 1.0000 0.1200
-9.250 -0.3807 0.12306 0.11624 -0.0188 1.0000 0.1214
-9.000 -0.3568 0.11516 0.10832 -0.0163 1.0000 0.1271
-8.750 -0.3522 0.11244 0.10565 -0.0173 1.0000 0.1325
-8.500 -0.3589 0.11185 0.10517 -0.0202 1.0000 0.1359
-8.250 -0.3528 0.10780 0.10120 -0.0207 1.0000 0.1387
-8.000 -0.3392 0.10350 0.09691 -0.0197 1.0000 0.1457
-7.750 -0.3462 0.10247 0.09602 -0.0217 1.0000 0.1505
-7.500 -0.3471 0.09989 0.09356 -0.0238 1.0000 0.1532
-7.250 -0.3341 0.09564 0.08933 -0.0215 1.0000 0.1623
-7.000 -0.3441 0.09569 0.08952 -0.0275 1.0000 0.1668
-6.750 -0.3297 0.09029 0.08416 -0.0223 1.0000 0.1768
-6.500 -0.3410 0.09074 0.08472 -0.0288 1.0000 0.1821
-6.250 -0.3296 0.08553 0.07959 -0.0223 1.0000 0.1928
-5.750 -0.3338 0.08155 0.07578 -0.0224 1.0000 0.2103
-5.000 -0.3340 0.07480 0.06918 -0.0210 1.0000 0.2431
-4.500 -0.3294 0.06961 0.06411 -0.0171 1.0000 0.2747
-4.250 -0.3272 0.06715 0.06170 -0.0139 1.0000 0.2960
-4.000 -0.3221 0.06561 0.06013 -0.0148 1.0000 0.3329
-3.750 -0.3225 0.06248 0.05716 -0.0088 1.0000 0.3564
-3.500 -0.3215 0.06020 0.05494 -0.0055 1.0000 0.3969
-3.250 -0.3234 0.05791 0.05276 0.0001 1.0000 0.4425
-3.000 -0.3286 0.05585 0.05082 0.0068 1.0000 0.5001
-2.750 -0.3348 0.05339 0.04849 0.0153 1.0000 0.5489
-2.500 -0.3395 0.05112 0.04635 0.0231 1.0000 0.5992
-2.250 -0.3434 0.04894 0.04426 0.0300 1.0000 0.6486
-2.000 -0.3465 0.04664 0.04204 0.0370 1.0000 0.6930
-1.750 -0.3449 0.04437 0.03984 0.0413 1.0000 0.7293
-1.500 -0.3355 0.04211 0.03762 0.0428 1.0000 0.7546
-1.250 0.0146 0.03814 0.02980 -0.0576 0.9918 0.2259
-1.000 0.0812 0.03606 0.02702 -0.0650 0.9792 0.1929
-0.750 0.1418 0.03467 0.02501 -0.0711 0.9655 0.1781
-0.500 0.1972 0.03366 0.02357 -0.0764 0.9509 0.1765
-0.250 0.2496 0.03292 0.02249 -0.0810 0.9355 0.1786
0.000 0.3003 0.03233 0.02156 -0.0848 0.9200 0.1799
0.250 0.3495 0.03177 0.02081 -0.0883 0.9046 0.1856
0.500 0.3956 0.03128 0.02033 -0.0913 0.8889 0.2041
0.750 0.4406 0.03079 0.01990 -0.0940 0.8735 0.2298
1.000 0.4832 0.02831 0.01954 -0.0960 0.8595 1.0000
1.250 0.5241 0.02871 0.01914 -0.0971 0.8436 1.0000
1.500 0.5607 0.02906 0.01918 -0.0981 0.8276 1.0000
1.750 0.5952 0.02939 0.01931 -0.0987 0.8118 1.0000
2.000 0.6278 0.02971 0.01949 -0.0990 0.7964 1.0000
2.250 0.6589 0.03003 0.01971 -0.0989 0.7812 1.0000
2.500 0.6883 0.03039 0.01999 -0.0985 0.7662 1.0000
2.750 0.7165 0.03077 0.02031 -0.0980 0.7513 1.0000
3.000 0.7430 0.03125 0.02076 -0.0973 0.7366 1.0000
3.250 0.7686 0.03178 0.02128 -0.0965 0.7219 1.0000
3.500 0.7931 0.03242 0.02191 -0.0956 0.7075 1.0000
3.750 0.8166 0.03316 0.02265 -0.0947 0.6933 1.0000
4.000 0.8394 0.03395 0.02347 -0.0938 0.6794 1.0000
4.250 0.8619 0.03483 0.02441 -0.0930 0.6660 1.0000
4.500 0.8850 0.03567 0.02529 -0.0921 0.6534 1.0000
4.750 0.9139 0.03597 0.02564 -0.0913 0.6428 1.0000
5.000 0.9357 0.03694 0.02668 -0.0905 0.6305 1.0000
5.250 0.9524 0.03845 0.02833 -0.0896 0.6175 1.0000
5.500 0.9689 0.04003 0.03001 -0.0888 0.6051 1.0000
5.750 0.9889 0.04107 0.03114 -0.0877 0.5924 1.0000
6.000 1.0138 0.04135 0.03152 -0.0862 0.5786 1.0000
6.250 1.0423 0.04094 0.03124 -0.0843 0.5632 1.0000
6.500 1.0751 0.03977 0.03014 -0.0821 0.5463 1.0000
6.750 1.1063 0.03897 0.02941 -0.0802 0.5299 1.0000
7.000 1.1328 0.03898 0.02956 -0.0786 0.5143 1.0000
7.250 1.1600 0.03895 0.02963 -0.0770 0.4981 1.0000
7.500 1.1884 0.03885 0.02960 -0.0754 0.4812 1.0000
7.750 1.2014 0.04020 0.03119 -0.0735 0.4614 1.0000
8.000 1.2279 0.03999 0.03112 -0.0715 0.4396 1.0000
8.250 1.2486 0.04030 0.03155 -0.0693 0.4155 1.0000
8.500 1.2760 0.04008 0.03132 -0.0674 0.3902 1.0000
8.750 1.2971 0.04057 0.03185 -0.0653 0.3647 1.0000
9.000 1.3120 0.04183 0.03327 -0.0632 0.3419 1.0000
9.250 1.3405 0.04126 0.03250 -0.0616 0.3188 1.0000
9.500 1.3492 0.04237 0.03385 -0.0591 0.2980 1.0000
9.750 1.3696 0.04209 0.03346 -0.0572 0.2767 1.0000
10.000 1.3787 0.04282 0.03432 -0.0546 0.2573 1.0000
10.250 1.3866 0.04346 0.03511 -0.0520 0.2376 1.0000
10.500 1.3897 0.04378 0.03537 -0.0488 0.2156 1.0000
10.750 1.3847 0.04504 0.03671 -0.0452 0.1950 1.0000
11.000 1.3756 0.04673 0.03829 -0.0414 0.1737 1.0000
11.250 1.3614 0.04920 0.04064 -0.0375 0.1531 1.0000
11.500 1.3508 0.05261 0.04383 -0.0346 0.1321 1.0000
11.750 1.3503 0.05637 0.04750 -0.0323 0.1149 1.0000
12.000 1.3574 0.06028 0.05148 -0.0306 0.1040 1.0000
12.250 1.3716 0.06390 0.05504 -0.0294 0.0951 1.0000
12.500 1.3573 0.06795 0.05952 -0.0278 0.0929 1.0000
12.750 1.3432 0.07236 0.06427 -0.0269 0.0909 1.0000
13.000 1.3292 0.07702 0.06921 -0.0266 0.0890 1.0000
13.250 1.3162 0.08182 0.07424 -0.0268 0.0872 1.0000
13.500 1.2872 0.08864 0.08140 -0.0287 0.0883 1.0000
13.750 1.2522 0.09712 0.09019 -0.0323 0.0908 1.0000
14.000 1.2203 0.10616 0.09942 -0.0368 0.0929 1.0000
14.250 1.1920 0.11557 0.10895 -0.0417 0.0946 1.0000
14.500 1.1673 0.12519 0.11863 -0.0467 0.0958 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 326 (PFALZ 55) AIRFOIL (goe326-il)