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

GOE 330 (PFALZ 59) AIRFOIL (goe330-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 330 (PFALZ 59) AIRFOIL (goe330-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 24.77 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe330-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe330-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2756   0.12370   0.11703  -0.0356   1.0000   0.1231
  -9.250  -0.2911   0.12424   0.11771  -0.0349   1.0000   0.1247
  -9.000  -0.3108   0.12514   0.11877  -0.0336   1.0000   0.1253
  -8.750  -0.2837   0.11716   0.11076  -0.0315   1.0000   0.1311
  -8.500  -0.2889   0.11555   0.10923  -0.0297   1.0000   0.1350
  -8.250  -0.3016   0.11495   0.10874  -0.0278   1.0000   0.1380
  -8.000  -0.3217   0.11528   0.10921  -0.0256   1.0000   0.1395
  -7.750  -0.3453   0.11584   0.10992  -0.0231   1.0000   0.1402
  -7.500  -0.3665   0.11626   0.11048  -0.0226   1.0000   0.1407
  -7.250  -0.3388   0.10872   0.10290  -0.0188   1.0000   0.1467
  -7.000  -0.3493   0.10739   0.10167  -0.0166   1.0000   0.1501
  -6.750  -0.3628   0.10654   0.10091  -0.0159   1.0000   0.1535
  -6.500  -0.3799   0.10667   0.10115  -0.0183   1.0000   0.1557
  -6.250  -0.3765   0.10245   0.09698  -0.0149   1.0000   0.1587
  -6.000  -0.3756   0.09982   0.09439  -0.0126   1.0000   0.1642
  -5.750  -0.3833   0.09895   0.09358  -0.0158   1.0000   0.1704
  -5.500  -0.3831   0.09562   0.09032  -0.0140   1.0000   0.1745
  -5.250  -0.3819   0.09337   0.08810  -0.0129   1.0000   0.1832
  -4.750  -0.3739   0.08952   0.08424  -0.0201   1.0000   0.2031
  -4.500  -0.3739   0.08572   0.08055  -0.0135   1.0000   0.2091
  -4.250  -0.3664   0.08322   0.07804  -0.0159   1.0000   0.2217
  -3.750  -0.3488   0.07824   0.07303  -0.0178   1.0000   0.2525
  -3.500  -0.3411   0.07565   0.07047  -0.0170   1.0000   0.2695
  -3.250  -0.3336   0.07324   0.06809  -0.0156   1.0000   0.2895
  -3.000  -0.3199   0.07157   0.06637  -0.0177   1.0000   0.3286
  -2.750  -0.3193   0.06874   0.06367  -0.0128   1.0000   0.3516
  -2.500  -0.3153   0.06670   0.06169  -0.0099   1.0000   0.3959
  -2.250  -0.3155   0.06465   0.05973  -0.0046   0.9997   0.4442
  -2.000  -0.3017   0.06223   0.05742   0.0012   0.9886   0.5339
  -1.750  -0.2969   0.05927   0.05458   0.0099   0.9782   0.6059
  -1.500  -0.2867   0.05663   0.05201   0.0158   0.9672   0.6780
  -0.750   0.1705   0.04634   0.03751  -0.0924   0.9149   0.1979
  -0.500   0.2206   0.04523   0.03576  -0.0964   0.9010   0.1853
  -0.250   0.2667   0.04409   0.03424  -0.0996   0.8868   0.1767
   0.000   0.3120   0.04358   0.03315  -0.1022   0.8721   0.1712
   0.250   0.3533   0.04298   0.03227  -0.1043   0.8574   0.1713
   0.500   0.3940   0.04236   0.03153  -0.1063   0.8427   0.1796
   0.750   0.4343   0.04207   0.03096  -0.1078   0.8279   0.1872
   1.000   0.4727   0.04163   0.03050  -0.1092   0.8136   0.1992
   1.250   0.5107   0.04121   0.03019  -0.1105   0.7997   0.2296
   1.500   0.5597   0.03847   0.02925  -0.1124   0.7902   1.0000
   1.750   0.5893   0.03903   0.02922  -0.1120   0.7753   1.0000
   2.000   0.6162   0.03964   0.02953  -0.1118   0.7607   1.0000
   2.250   0.6408   0.04034   0.03003  -0.1114   0.7466   1.0000
   2.500   0.6634   0.04118   0.03071  -0.1109   0.7330   1.0000
   2.750   0.6856   0.04207   0.03147  -0.1104   0.7201   1.0000
   3.000   0.7117   0.04277   0.03207  -0.1102   0.7089   1.0000
   3.250   0.7499   0.04274   0.03193  -0.1110   0.7002   1.0000
   3.500   0.7602   0.04442   0.03356  -0.1096   0.6874   1.0000
   3.750   0.7727   0.04606   0.03515  -0.1084   0.6758   1.0000
   4.000   0.8198   0.04534   0.03438  -0.1096   0.6697   1.0000
   4.250   0.8166   0.04822   0.03725  -0.1075   0.6570   1.0000
   4.500   0.8197   0.05074   0.03977  -0.1060   0.6461   1.0000
   4.750   0.8628   0.05024   0.03925  -0.1067   0.6396   1.0000
   5.000   0.8478   0.05434   0.04337  -0.1044   0.6278   1.0000
   5.250   0.8607   0.05629   0.04535  -0.1036   0.6190   1.0000
   5.500   0.8814   0.05754   0.04661  -0.1031   0.6100   1.0000
   6.000   0.9020   0.06138   0.05050  -0.1005   0.5879   1.0000
   6.250   0.9440   0.06027   0.04947  -0.1000   0.5775   1.0000
   6.500   0.9334   0.06403   0.05326  -0.0981   0.5646   1.0000
   6.750   0.9344   0.06687   0.05614  -0.0968   0.5532   1.0000
   7.000   0.9989   0.06360   0.05298  -0.0965   0.5457   1.0000
   7.750   0.9831   0.07480   0.06436  -0.0929   0.5126   1.0000
   8.000   0.9879   0.07762   0.06726  -0.0920   0.5021   1.0000
   8.250   0.9690   0.08294   0.07262  -0.0912   0.4908   1.0000
   8.500   0.9784   0.08546   0.07522  -0.0904   0.4808   1.0000
   8.750   1.0001   0.08673   0.07660  -0.0896   0.4714   1.0000
   9.000   0.9649   0.09442   0.08430  -0.0898   0.4635   1.0000
   9.250   0.9707   0.09799   0.08795  -0.0898   0.4575   1.0000
   9.500   0.9708   0.10235   0.09238  -0.0900   0.4530   1.0000
   9.750   0.9507   0.10892   0.09898  -0.0910   0.4520   1.0000
  10.000   0.9441   0.11431   0.10444  -0.0920   0.4528   1.0000
  12.000   1.4550   0.05875   0.05135  -0.0612   0.3155   1.0000
  12.250   1.4132   0.06672   0.05949  -0.0594   0.3162   1.0000
  12.500   1.4007   0.06770   0.06058  -0.0563   0.2998   1.0000
  12.750   1.4107   0.06396   0.05695  -0.0524   0.2706   1.0000
  13.000   1.3738   0.07198   0.06514  -0.0526   0.2684   1.0000
  13.250   1.3295   0.08313   0.07633  -0.0547   0.2709   1.0000
  13.500   1.3537   0.07586   0.06911  -0.0504   0.2146   1.0000
  13.750   1.3362   0.08032   0.07340  -0.0503   0.1846   1.0000
  14.000   1.3191   0.08513   0.07784  -0.0503   0.1573   1.0000
  14.250   1.3020   0.09073   0.08331  -0.0509   0.1386   1.0000
  14.500   1.2894   0.09585   0.08830  -0.0515   0.1243   1.0000
  14.750   1.2807   0.10048   0.09282  -0.0520   0.1137   1.0000
  15.000   1.2759   0.10444   0.09661  -0.0523   0.1057   1.0000
  15.250   1.2744   0.10803   0.10017  -0.0524   0.0992   1.0000
  15.500   1.2787   0.11048   0.10255  -0.0516   0.0942   1.0000
  15.750   1.2820   0.11358   0.10580  -0.0512   0.0903   1.0000
  16.000   1.3023   0.11306   0.10498  -0.0480   0.0845   1.0000
  16.250   1.2989   0.11779   0.11006  -0.0490   0.0828   1.0000
  16.500   1.2925   0.12319   0.11575  -0.0507   0.0814   1.0000
  16.750   1.2814   0.12970   0.12256  -0.0533   0.0808   1.0000
  17.000   1.2627   0.13814   0.13127  -0.0576   0.0812   1.0000
  17.250   1.2370   0.14876   0.14213  -0.0637   0.0826   1.0000
  17.500   1.2121   0.16008   0.15356  -0.0702   0.0840   1.0000
<< Back to GOE 330 (PFALZ 59) AIRFOIL (goe330-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 330 (PFALZ 59) AIRFOIL (goe330-il)