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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 330 (PFALZ 59) AIRFOIL (goe330-il)