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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 329 (PFALZ 58) AIRFOIL (goe329-il)