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

GOE 329 (PFALZ 58) AIRFOIL (goe329-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 329 (PFALZ 58) AIRFOIL (goe329-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 53.27 at α=10°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe329-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-goe329-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 329 (PFALZ 58) AIRFOIL                      
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.3159   0.10420   0.09986  -0.0245   1.0000   0.0621
  -7.500  -0.3361   0.10402   0.09978  -0.0212   1.0000   0.0624
  -7.250  -0.3525   0.10351   0.09937  -0.0199   1.0000   0.0629
  -7.000  -0.3652   0.10289   0.09881  -0.0213   1.0000   0.0635
  -6.750  -0.3714   0.10208   0.09802  -0.0255   1.0000   0.0639
  -6.500  -0.3562   0.09742   0.09335  -0.0308   0.9967   0.0645
  -6.250  -0.3391   0.09184   0.08781  -0.0274   0.9932   0.0661
  -6.000  -0.3122   0.08753   0.08347  -0.0313   0.9866   0.0689
  -5.750  -0.2783   0.08332   0.07918  -0.0401   0.9787   0.0738
  -5.500  -0.2280   0.07805   0.07368  -0.0568   0.9707   0.0780
  -5.250  -0.2112   0.07413   0.06982  -0.0562   0.9629   0.0802
  -5.000  -0.1734   0.07007   0.06567  -0.0624   0.9572   0.0852
  -4.750  -0.1252   0.06618   0.06144  -0.0750   0.9467   0.0921
  -4.500  -0.0955   0.06183   0.05717  -0.0770   0.9422   0.0959
  -4.250  -0.0491   0.05907   0.05402  -0.0862   0.9315   0.1071
  -4.000  -0.0171   0.05481   0.04988  -0.0884   0.9272   0.1135
  -3.750   0.0194   0.05181   0.04668  -0.0935   0.9169   0.1250
  -3.500   0.0702   0.04833   0.04300  -0.1005   0.9123   0.1404
  -3.250   0.1055   0.04578   0.04030  -0.1038   0.9027   0.1561
  -3.000   0.1558   0.04375   0.03800  -0.1095   0.8973   0.1845
  -2.750   0.1846   0.04041   0.03471  -0.1111   0.8878   0.2033
  -2.500   0.2219   0.03762   0.03191  -0.1137   0.8812   0.2368
  -2.000   0.2780   0.03346   0.02782  -0.1142   0.8635   0.3602
  -1.750   0.2972   0.03133   0.02580  -0.1121   0.8506   0.4097
  -1.500   0.3197   0.02932   0.02387  -0.1103   0.8386   0.4589
  -1.250   0.3500   0.02721   0.02175  -0.1100   0.8285   0.4946
  -1.000   0.4527   0.02629   0.01855  -0.1224   0.8174   0.1732
  -0.750   0.4877   0.02475   0.01644  -0.1214   0.8037   0.1260
  -0.500   0.5177   0.02368   0.01508  -0.1205   0.7894   0.1164
  -0.250   0.5471   0.02260   0.01373  -0.1195   0.7747   0.1105
   0.000   0.5760   0.02194   0.01279  -0.1184   0.7593   0.1049
   0.250   0.6038   0.02096   0.01171  -0.1175   0.7434   0.1020
   0.500   0.6312   0.02021   0.01084  -0.1166   0.7270   0.0999
   0.750   0.6583   0.01958   0.01011  -0.1156   0.7103   0.0990
   1.000   0.6848   0.01906   0.00951  -0.1146   0.6937   0.0993
   1.250   0.7113   0.01870   0.00903  -0.1137   0.6774   0.1017
   1.500   0.7384   0.01847   0.00864  -0.1131   0.6612   0.1075
   1.750   0.7659   0.01832   0.00835  -0.1126   0.6454   0.1155
   2.000   0.7934   0.01828   0.00820  -0.1122   0.6301   0.1296
   2.250   0.8132   0.01655   0.00824  -0.1102   0.6165   1.0000
   2.500   0.8403   0.01688   0.00825  -0.1096   0.6029   1.0000
   2.750   0.8671   0.01723   0.00835  -0.1093   0.5902   1.0000
   3.000   0.8942   0.01759   0.00850  -0.1091   0.5786   1.0000
   3.250   0.9216   0.01797   0.00866  -0.1089   0.5681   1.0000
   3.500   0.9475   0.01844   0.00908  -0.1087   0.5571   1.0000
   3.750   0.9745   0.01890   0.00941  -0.1086   0.5480   1.0000
   4.000   1.0011   0.01935   0.00977  -0.1085   0.5388   1.0000
   4.250   1.0270   0.01988   0.01028  -0.1083   0.5298   1.0000
   4.500   1.0542   0.02037   0.01068  -0.1083   0.5222   1.0000
   4.750   1.0795   0.02098   0.01134  -0.1081   0.5144   1.0000
   5.000   1.1062   0.02151   0.01183  -0.1081   0.5075   1.0000
   5.250   1.1316   0.02215   0.01252  -0.1080   0.5005   1.0000
   5.500   1.1572   0.02274   0.01315  -0.1078   0.4936   1.0000
   5.750   1.1845   0.02338   0.01374  -0.1079   0.4882   1.0000
   6.000   1.2074   0.02416   0.01473  -0.1075   0.4816   1.0000
   6.250   1.2338   0.02478   0.01537  -0.1075   0.4762   1.0000
   6.500   1.2584   0.02558   0.01625  -0.1073   0.4707   1.0000
   6.750   1.2811   0.02641   0.01726  -0.1068   0.4648   1.0000
   7.000   1.3074   0.02713   0.01805  -0.1068   0.4603   1.0000
   7.250   1.3310   0.02808   0.01914  -0.1066   0.4557   1.0000
   7.500   1.3512   0.02911   0.02040  -0.1059   0.4500   1.0000
   7.750   1.3764   0.02989   0.02129  -0.1057   0.4454   1.0000
   8.000   1.3993   0.03076   0.02232  -0.1052   0.4398   1.0000
   8.250   1.4226   0.03092   0.02255  -0.1044   0.4296   1.0000
   8.500   1.4435   0.03090   0.02261  -0.1031   0.4168   1.0000
   8.750   1.4657   0.03071   0.02247  -0.1019   0.4039   1.0000
   9.000   1.4886   0.03043   0.02220  -0.1008   0.3912   1.0000
   9.250   1.5089   0.03002   0.02182  -0.0992   0.3767   1.0000
   9.500   1.5248   0.02963   0.02152  -0.0970   0.3606   1.0000
   9.750   1.5349   0.02924   0.02127  -0.0939   0.3415   1.0000
  10.000   1.5389   0.02889   0.02100  -0.0897   0.3180   1.0000
  10.250   1.5314   0.02922   0.02151  -0.0842   0.2844   1.0000
  10.500   1.5129   0.03053   0.02268  -0.0777   0.2243   1.0000
  10.750   1.4844   0.03386   0.02536  -0.0721   0.1411   1.0000
  11.000   1.4575   0.03813   0.02923  -0.0681   0.1027   1.0000
  11.250   1.4359   0.04243   0.03345  -0.0653   0.0886   1.0000
  11.500   1.4189   0.04666   0.03776  -0.0634   0.0808   1.0000
  11.750   1.4006   0.05137   0.04257  -0.0623   0.0766   1.0000
  12.000   1.3848   0.05615   0.04750  -0.0618   0.0732   1.0000
  12.250   1.3703   0.06109   0.05261  -0.0618   0.0702   1.0000
  12.500   1.3549   0.06634   0.05801  -0.0622   0.0678   1.0000
  12.750   1.3393   0.07181   0.06359  -0.0628   0.0659   1.0000
  13.000   1.3245   0.07706   0.06889  -0.0633   0.0640   1.0000
  13.250   1.3204   0.08089   0.07284  -0.0633   0.0615   1.0000
  13.500   1.3197   0.08396   0.07599  -0.0628   0.0589   1.0000
  13.750   1.3244   0.08590   0.07791  -0.0615   0.0564   1.0000
  14.000   1.3494   0.08360   0.07532  -0.0565   0.0532   1.0000
  14.250   1.3648   0.08435   0.07619  -0.0546   0.0512   1.0000
  14.500   1.3793   0.08536   0.07728  -0.0528   0.0489   1.0000
  14.750   1.3982   0.08592   0.07786  -0.0505   0.0471   1.0000
  15.000   1.4267   0.08577   0.07773  -0.0475   0.0457   1.0000
  15.250   1.4737   0.08564   0.07760  -0.0438   0.0446   1.0000
  15.500   1.4882   0.08901   0.08117  -0.0427   0.0440   1.0000
  15.750   1.4808   0.09307   0.08553  -0.0428   0.0438   1.0000
  16.000   1.4718   0.09743   0.09017  -0.0433   0.0437   1.0000
  16.250   1.4604   0.10214   0.09516  -0.0442   0.0436   1.0000
  16.500   1.4484   0.10717   0.10046  -0.0455   0.0435   1.0000
  16.750   1.4350   0.11256   0.10610  -0.0472   0.0435   1.0000
  17.000   1.4217   0.11823   0.11202  -0.0493   0.0436   1.0000
  17.250   1.4084   0.12425   0.11826  -0.0518   0.0438   1.0000
  17.500   1.3986   0.13030   0.12450  -0.0541   0.0441   1.0000
  17.750   1.3815   0.13673   0.13119  -0.0582   0.0444   1.0000
  18.000   1.3542   0.14526   0.14001  -0.0647   0.0450   1.0000
  18.250   1.2519   0.17464   0.17000  -0.0884   0.0499   1.0000
  18.500   1.1954   0.20080   0.19623  -0.1060   0.0554   1.0000
  18.750   1.2110   0.19999   0.19545  -0.1045   0.0543   1.0000
<< Back to GOE 329 (PFALZ 58) AIRFOIL (goe329-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 329 (PFALZ 58) AIRFOIL (goe329-il)