GOE 326 (PFALZ 55) AIRFOIL (goe326-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 326 (PFALZ 55) AIRFOIL (goe326-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.99 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe326-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe326-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3290 0.10855 0.10186 -0.0241 1.0000 0.0819
-8.250 -0.3344 0.10752 0.10096 -0.0269 1.0000 0.0836
-8.000 -0.3397 0.10646 0.10003 -0.0307 1.0000 0.0842
-7.750 -0.3215 0.09982 0.09336 -0.0263 1.0000 0.0883
-7.500 -0.3179 0.09710 0.09072 -0.0261 1.0000 0.0926
-7.250 -0.3192 0.09515 0.08889 -0.0281 1.0000 0.0968
-7.000 -0.3247 0.09442 0.08828 -0.0333 1.0000 0.0990
-6.750 -0.3232 0.09106 0.08502 -0.0333 1.0000 0.1003
-6.500 -0.3181 0.08721 0.08124 -0.0291 1.0000 0.1034
-6.250 -0.3177 0.08485 0.07896 -0.0280 1.0000 0.1068
-6.000 -0.3191 0.08298 0.07714 -0.0290 1.0000 0.1115
-5.750 -0.3174 0.08165 0.07578 -0.0348 1.0000 0.1150
-5.500 -0.3183 0.07799 0.07225 -0.0288 1.0000 0.1186
-5.250 -0.3091 0.07692 0.07104 -0.0347 1.0000 0.1297
-5.000 -0.3021 0.07259 0.06686 -0.0307 0.9972 0.1352
-4.750 -0.2669 0.06823 0.06236 -0.0379 0.9880 0.1495
-4.500 -0.2333 0.06420 0.05820 -0.0439 0.9791 0.1643
-4.250 -0.2025 0.06060 0.05450 -0.0480 0.9706 0.1831
-4.000 -0.1701 0.05745 0.05123 -0.0526 0.9624 0.2178
-3.750 -0.0932 0.04875 0.04150 -0.0674 0.9546 0.0945
-3.500 -0.0424 0.04442 0.03630 -0.0739 0.9470 0.0842
-3.250 -0.0090 0.04139 0.03320 -0.0768 0.9392 0.0878
-3.000 0.0343 0.03852 0.02962 -0.0804 0.9313 0.0836
-2.750 0.0744 0.03593 0.02667 -0.0836 0.9239 0.0824
-2.500 0.1129 0.03378 0.02409 -0.0860 0.9155 0.0817
-2.250 0.1543 0.03198 0.02175 -0.0886 0.9079 0.0832
-2.000 0.1886 0.03047 0.01996 -0.0900 0.8977 0.0864
-1.750 0.2267 0.02905 0.01822 -0.0918 0.8892 0.0874
-1.500 0.2619 0.02789 0.01676 -0.0928 0.8789 0.0879
-1.250 0.2938 0.02695 0.01560 -0.0932 0.8673 0.0888
-1.000 0.3258 0.02612 0.01456 -0.0934 0.8557 0.0904
-0.750 0.3593 0.02539 0.01361 -0.0937 0.8444 0.0926
-0.500 0.3920 0.02477 0.01278 -0.0939 0.8328 0.0975
-0.250 0.4217 0.02419 0.01216 -0.0938 0.8200 0.1052
0.000 0.4501 0.02376 0.01161 -0.0933 0.8062 0.1120
0.250 0.4781 0.02332 0.01112 -0.0928 0.7923 0.1187
0.500 0.5061 0.02295 0.01070 -0.0922 0.7783 0.1303
0.750 0.5340 0.02247 0.01040 -0.0918 0.7643 0.1655
1.000 0.5619 0.02033 0.01010 -0.0912 0.7508 1.0000
1.250 0.5891 0.02046 0.00989 -0.0904 0.7365 1.0000
1.500 0.6159 0.02062 0.00980 -0.0897 0.7221 1.0000
1.750 0.6423 0.02081 0.00978 -0.0889 0.7076 1.0000
2.000 0.6684 0.02102 0.00984 -0.0882 0.6929 1.0000
2.250 0.6942 0.02125 0.00994 -0.0875 0.6782 1.0000
2.500 0.7197 0.02150 0.01008 -0.0868 0.6636 1.0000
2.750 0.7451 0.02176 0.01027 -0.0861 0.6491 1.0000
3.000 0.7704 0.02203 0.01047 -0.0854 0.6348 1.0000
3.250 0.7958 0.02230 0.01068 -0.0848 0.6210 1.0000
3.500 0.8213 0.02257 0.01092 -0.0841 0.6076 1.0000
3.750 0.8470 0.02283 0.01114 -0.0834 0.5948 1.0000
4.000 0.8726 0.02313 0.01140 -0.0828 0.5823 1.0000
4.500 0.9227 0.02391 0.01222 -0.0816 0.5570 1.0000
4.750 0.9479 0.02434 0.01266 -0.0810 0.5454 1.0000
5.000 0.9737 0.02476 0.01309 -0.0805 0.5345 1.0000
5.250 0.9991 0.02524 0.01362 -0.0799 0.5234 1.0000
5.500 1.0230 0.02583 0.01431 -0.0793 0.5114 1.0000
5.750 1.0469 0.02640 0.01495 -0.0786 0.4990 1.0000
6.000 1.0704 0.02692 0.01558 -0.0778 0.4858 1.0000
6.250 1.0935 0.02743 0.01617 -0.0769 0.4721 1.0000
6.500 1.1156 0.02794 0.01676 -0.0759 0.4574 1.0000
6.750 1.1370 0.02844 0.01738 -0.0748 0.4423 1.0000
7.000 1.1577 0.02895 0.01805 -0.0736 0.4269 1.0000
7.250 1.1777 0.02947 0.01871 -0.0723 0.4113 1.0000
7.500 1.1978 0.03003 0.01943 -0.0711 0.3968 1.0000
7.750 1.2180 0.03064 0.02021 -0.0699 0.3833 1.0000
8.000 1.2371 0.03128 0.02102 -0.0687 0.3691 1.0000
8.250 1.2549 0.03196 0.02194 -0.0672 0.3535 1.0000
8.500 1.2713 0.03271 0.02288 -0.0656 0.3370 1.0000
8.750 1.2865 0.03351 0.02385 -0.0639 0.3196 1.0000
9.000 1.2990 0.03427 0.02469 -0.0618 0.2996 1.0000
9.250 1.3064 0.03532 0.02586 -0.0594 0.2759 1.0000
9.500 1.3120 0.03643 0.02697 -0.0569 0.2532 1.0000
9.750 1.3170 0.03782 0.02853 -0.0546 0.2325 1.0000
10.000 1.3190 0.03930 0.03008 -0.0520 0.2146 1.0000
10.250 1.3186 0.04106 0.03186 -0.0496 0.1968 1.0000
10.500 1.3171 0.04317 0.03402 -0.0477 0.1785 1.0000
10.750 1.3159 0.04550 0.03642 -0.0462 0.1641 1.0000
11.000 1.3133 0.04813 0.03911 -0.0450 0.1516 1.0000
11.250 1.3071 0.05130 0.04229 -0.0441 0.1384 1.0000
11.500 1.2974 0.05508 0.04605 -0.0438 0.1249 1.0000
11.750 1.2861 0.05930 0.05023 -0.0438 0.1129 1.0000
12.000 1.2762 0.06367 0.05474 -0.0443 0.1003 1.0000
12.250 1.2679 0.06808 0.05934 -0.0449 0.0881 1.0000
12.500 1.2589 0.07276 0.06419 -0.0458 0.0762 1.0000
12.750 1.2490 0.07767 0.06921 -0.0468 0.0665 1.0000
13.000 1.2379 0.08281 0.07437 -0.0480 0.0603 1.0000
13.250 1.2286 0.08778 0.07944 -0.0491 0.0550 1.0000
13.500 1.2186 0.09293 0.08462 -0.0505 0.0515 1.0000
13.750 1.2102 0.09790 0.08962 -0.0518 0.0485 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 326 (PFALZ 55) AIRFOIL (goe326-il)