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

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
<< Back to GOE 326 (PFALZ 55) AIRFOIL (goe326-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 326 (PFALZ 55) AIRFOIL (goe326-il)