GOE 330 (PFALZ 59) AIRFOIL (goe330-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 330 (PFALZ 59) AIRFOIL (goe330-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 56.11 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe330-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe330-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 330 (PFALZ 59) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3418 0.10739 0.10324 -0.0190 1.0000 0.0671
-7.250 -0.3596 0.10688 0.10282 -0.0166 1.0000 0.0677
-7.000 -0.3750 0.10625 0.10227 -0.0162 1.0000 0.0684
-6.750 -0.3864 0.10556 0.10164 -0.0186 1.0000 0.0689
-6.500 -0.3594 0.10083 0.09686 -0.0325 0.9931 0.0698
-6.250 -0.3489 0.09555 0.09163 -0.0268 0.9904 0.0711
-6.000 -0.3261 0.09146 0.08750 -0.0288 0.9851 0.0738
-5.750 -0.3008 0.08759 0.08359 -0.0354 0.9772 0.0784
-5.500 -0.2559 0.08261 0.07839 -0.0545 0.9667 0.0828
-5.250 -0.2424 0.07852 0.07438 -0.0522 0.9610 0.0846
-5.000 -0.2129 0.07475 0.07055 -0.0561 0.9553 0.0885
-4.750 -0.1619 0.07014 0.06558 -0.0718 0.9443 0.0966
-4.500 -0.1468 0.06648 0.06203 -0.0698 0.9366 0.0996
-4.250 -0.0925 0.06208 0.05729 -0.0816 0.9284 0.1117
-4.000 -0.0724 0.05886 0.05414 -0.0812 0.9186 0.1154
-3.750 -0.0213 0.05474 0.04973 -0.0898 0.9129 0.1283
-3.500 0.0101 0.05245 0.04717 -0.0934 0.9024 0.1420
-3.250 0.0493 0.04910 0.04376 -0.0974 0.8981 0.1583
-3.000 0.0717 0.04703 0.04163 -0.0981 0.8881 0.1741
-2.750 0.1133 0.04466 0.03913 -0.1018 0.8836 0.2006
-2.500 0.1348 0.04257 0.03705 -0.1019 0.8741 0.2236
-2.250 0.1716 0.04041 0.03489 -0.1041 0.8691 0.2704
-1.250 0.3676 0.02994 0.02187 -0.1179 0.8433 0.1217
-1.000 0.4146 0.02822 0.01958 -0.1197 0.8388 0.1094
-0.750 0.4454 0.02724 0.01838 -0.1196 0.8295 0.1099
-0.500 0.4859 0.02579 0.01673 -0.1209 0.8236 0.1099
-0.250 0.5166 0.02483 0.01564 -0.1207 0.8142 0.1100
0.000 0.5548 0.02341 0.01420 -0.1216 0.8076 0.1122
0.250 0.5822 0.02264 0.01350 -0.1209 0.7967 0.1170
0.500 0.6205 0.02146 0.01234 -0.1217 0.7904 0.1301
0.750 0.6460 0.02088 0.01177 -0.1205 0.7778 0.1458
1.000 0.6884 0.01812 0.01099 -0.1224 0.7676 1.0000
1.250 0.7219 0.01778 0.01028 -0.1223 0.7575 1.0000
1.500 0.7508 0.01757 0.00986 -0.1218 0.7447 1.0000
1.750 0.7779 0.01742 0.00955 -0.1210 0.7302 1.0000
2.000 0.8055 0.01727 0.00925 -0.1203 0.7153 1.0000
2.250 0.8336 0.01714 0.00896 -0.1197 0.7001 1.0000
2.500 0.8618 0.01708 0.00874 -0.1192 0.6847 1.0000
2.750 0.8900 0.01710 0.00861 -0.1187 0.6691 1.0000
3.000 0.9163 0.01727 0.00863 -0.1181 0.6527 1.0000
3.250 0.9428 0.01752 0.00873 -0.1176 0.6370 1.0000
3.500 0.9694 0.01782 0.00890 -0.1171 0.6223 1.0000
3.750 0.9951 0.01817 0.00912 -0.1166 0.6079 1.0000
4.000 1.0190 0.01855 0.00943 -0.1157 0.5934 1.0000
4.250 1.0423 0.01894 0.00978 -0.1149 0.5796 1.0000
4.500 1.0658 0.01934 0.01016 -0.1140 0.5670 1.0000
4.750 1.0902 0.01970 0.01048 -0.1134 0.5555 1.0000
5.000 1.1165 0.02001 0.01068 -0.1130 0.5450 1.0000
5.250 1.1382 0.02040 0.01113 -0.1119 0.5332 1.0000
5.500 1.1610 0.02080 0.01156 -0.1110 0.5224 1.0000
5.750 1.1867 0.02115 0.01185 -0.1106 0.5133 1.0000
6.000 1.2092 0.02159 0.01235 -0.1097 0.5035 1.0000
6.250 1.2325 0.02206 0.01289 -0.1090 0.4943 1.0000
6.500 1.2586 0.02246 0.01325 -0.1087 0.4859 1.0000
6.750 1.2793 0.02305 0.01396 -0.1077 0.4766 1.0000
7.000 1.3057 0.02353 0.01441 -0.1074 0.4684 1.0000
7.250 1.3266 0.02413 0.01517 -0.1064 0.4590 1.0000
7.500 1.3498 0.02476 0.01586 -0.1057 0.4502 1.0000
7.750 1.3748 0.02531 0.01643 -0.1053 0.4409 1.0000
8.000 1.3932 0.02588 0.01712 -0.1038 0.4286 1.0000
8.250 1.4119 0.02623 0.01750 -0.1022 0.4136 1.0000
8.500 1.4290 0.02651 0.01778 -0.1003 0.3975 1.0000
8.750 1.4450 0.02690 0.01824 -0.0983 0.3832 1.0000
9.000 1.4595 0.02724 0.01866 -0.0961 0.3690 1.0000
9.250 1.4725 0.02757 0.01911 -0.0936 0.3550 1.0000
9.500 1.4835 0.02789 0.01953 -0.0909 0.3412 1.0000
9.750 1.4900 0.02819 0.01995 -0.0875 0.3261 1.0000
10.000 1.4954 0.02859 0.02049 -0.0840 0.3119 1.0000
10.250 1.4943 0.02909 0.02112 -0.0795 0.2957 1.0000
10.500 1.4917 0.02983 0.02195 -0.0752 0.2762 1.0000
10.750 1.4860 0.03099 0.02312 -0.0710 0.2487 1.0000
11.000 1.4781 0.03275 0.02476 -0.0672 0.2150 1.0000
11.250 1.4673 0.03519 0.02699 -0.0637 0.1801 1.0000
11.500 1.4525 0.03836 0.02994 -0.0605 0.1440 1.0000
11.750 1.4323 0.04233 0.03357 -0.0577 0.0895 1.0000
12.000 1.4131 0.04656 0.03763 -0.0555 0.0751 1.0000
12.250 1.3993 0.05054 0.04166 -0.0539 0.0675 1.0000
12.500 1.3853 0.05479 0.04599 -0.0529 0.0632 1.0000
12.750 1.3731 0.05911 0.05043 -0.0523 0.0601 1.0000
13.000 1.3621 0.06350 0.05499 -0.0521 0.0574 1.0000
13.250 1.3499 0.06825 0.05990 -0.0523 0.0554 1.0000
13.500 1.3364 0.07335 0.06513 -0.0528 0.0539 1.0000
13.750 1.3225 0.07865 0.07054 -0.0535 0.0527 1.0000
14.000 1.3102 0.08378 0.07576 -0.0542 0.0516 1.0000
14.250 1.3043 0.08797 0.08009 -0.0545 0.0506 1.0000
14.500 1.3014 0.09159 0.08384 -0.0546 0.0494 1.0000
14.750 1.3027 0.09438 0.08671 -0.0541 0.0482 1.0000
15.000 1.3092 0.09612 0.08851 -0.0529 0.0469 1.0000
15.250 1.3201 0.09701 0.08937 -0.0511 0.0452 1.0000
15.500 1.3529 0.09372 0.08579 -0.0454 0.0424 1.0000
15.750 1.3660 0.09508 0.08731 -0.0439 0.0415 1.0000
16.000 1.3843 0.09590 0.08829 -0.0418 0.0410 1.0000
16.250 1.3979 0.09771 0.09029 -0.0403 0.0407 1.0000
16.500 1.4055 0.10051 0.09332 -0.0395 0.0407 1.0000
16.750 1.4078 0.10408 0.09714 -0.0395 0.0407 1.0000
17.000 1.4041 0.10842 0.10172 -0.0401 0.0408 1.0000
17.250 1.3954 0.11347 0.10702 -0.0416 0.0409 1.0000
17.500 1.3836 0.11906 0.11287 -0.0438 0.0410 1.0000
17.750 1.3701 0.12511 0.11915 -0.0466 0.0412 1.0000
18.000 1.3548 0.13167 0.12595 -0.0500 0.0413 1.0000
18.250 1.3385 0.13868 0.13318 -0.0540 0.0416 1.0000
18.500 1.3219 0.14610 0.14079 -0.0584 0.0419 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 330 (PFALZ 59) AIRFOIL (goe330-il)