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

GOE 331 (PFALZ 60) AIRFOIL (goe331-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 331 (PFALZ 60) AIRFOIL (goe331-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 22.43 at α=5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe331-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe331-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 331 (PFALZ 60) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.2902   0.12608   0.11996  -0.0233   1.0000   0.1018
  -8.500  -0.3036   0.12584   0.11982  -0.0214   1.0000   0.1034
  -8.250  -0.3203   0.12607   0.12015  -0.0194   1.0000   0.1044
  -8.000  -0.3399   0.12655   0.12074  -0.0173   1.0000   0.1050
  -7.750  -0.3596   0.12700   0.12130  -0.0158   1.0000   0.1054
  -7.500  -0.3748   0.12735   0.12173  -0.0168   1.0000   0.1058
  -7.250  -0.3657   0.12134   0.11577  -0.0128   1.0000   0.1076
  -7.000  -0.3632   0.11805   0.11253  -0.0103   1.0000   0.1102
  -6.750  -0.3674   0.11610   0.11063  -0.0091   1.0000   0.1125
  -6.500  -0.3727   0.11439   0.10897  -0.0085   1.0000   0.1149
  -6.250  -0.3778   0.11288   0.10751  -0.0091   1.0000   0.1176
  -6.000  -0.3816   0.11225   0.10690  -0.0128   1.0000   0.1202
  -5.750  -0.3789   0.11142   0.10607  -0.0188   1.0000   0.1215
  -5.500  -0.3795   0.10640   0.10114  -0.0126   1.0000   0.1237
  -5.250  -0.3776   0.10357   0.09835  -0.0108   1.0000   0.1270
  -5.000  -0.3733   0.10130   0.09609  -0.0117   1.0000   0.1314
  -4.750  -0.3538   0.10080   0.09546  -0.0228   1.0000   0.1374
  -4.500  -0.3569   0.09632   0.09110  -0.0172   1.0000   0.1400
  -4.250  -0.3516   0.09368   0.08849  -0.0162   1.0000   0.1457
  -4.000  -0.3296   0.09182   0.08650  -0.0239   1.0000   0.1543
  -3.750  -0.3279   0.08854   0.08331  -0.0207   1.0000   0.1589
  -3.500  -0.3024   0.08680   0.08143  -0.0278   1.0000   0.1704
  -3.250  -0.2993   0.08359   0.07831  -0.0249   1.0000   0.1756
  -3.000  -0.2773   0.08143   0.07605  -0.0296   1.0000   0.1881
  -2.750  -0.2559   0.07961   0.07413  -0.0333   1.0000   0.2033
  -2.500  -0.2497   0.07677   0.07139  -0.0312   1.0000   0.2128
  -2.250  -0.2319   0.07471   0.06929  -0.0333   1.0000   0.2308
  -2.000  -0.2119   0.07271   0.06725  -0.0361   1.0000   0.2552
  -1.750  -0.2014   0.07052   0.06513  -0.0353   1.0000   0.2777
  -1.500  -0.1185   0.06645   0.06114  -0.0435   0.9521   0.4298
  -1.250  -0.1024   0.06374   0.05859  -0.0390   0.9356   0.5056
  -1.000  -0.0840   0.06118   0.05613  -0.0353   0.9201   0.5742
  -0.750  -0.0612   0.05883   0.05383  -0.0331   0.9055   0.6312
  -0.500  -0.0300   0.05656   0.05159  -0.0333   0.8915   0.6767
  -0.250   0.0224   0.05470   0.04964  -0.0398   0.8767   0.7075
   0.000   0.1002   0.05310   0.04785  -0.0537   0.8601   0.7077
   0.250   0.3038   0.05436   0.04736  -0.1015   0.8344   0.4619
   0.500   0.3774   0.05479   0.04680  -0.1107   0.8181   0.3369
   0.750   0.4285   0.05500   0.04630  -0.1139   0.8026   0.2692
   1.000   0.4729   0.05447   0.04539  -0.1156   0.7874   0.2315
   1.250   0.5169   0.05401   0.04453  -0.1171   0.7726   0.2057
   1.500   0.5757   0.05274   0.04290  -0.1199   0.7611   0.1902
   1.750   0.6094   0.05239   0.04231  -0.1198   0.7448   0.1813
   2.000   0.6437   0.05198   0.04161  -0.1194   0.7286   0.1725
   2.250   0.6765   0.05166   0.04106  -0.1189   0.7126   0.1673
   2.500   0.7085   0.05115   0.04044  -0.1182   0.6967   0.1645
   2.750   0.7391   0.05075   0.03995  -0.1174   0.6811   0.1636
   3.000   0.7681   0.05049   0.03960  -0.1166   0.6659   0.1669
   3.500   0.8286   0.04987   0.03890  -0.1154   0.6384   0.1788
   3.750   0.8795   0.04787   0.03687  -0.1161   0.6304   0.1985
   4.000   0.8956   0.04746   0.03786  -0.1147   0.6164   0.6765
   4.250   0.9535   0.04497   0.03501  -0.1150   0.6117   1.0000
   4.500   0.9628   0.04653   0.03639  -0.1127   0.5974   1.0000
   4.750   0.9643   0.04893   0.03868  -0.1103   0.5830   1.0000
   5.000   1.0316   0.04599   0.03539  -0.1122   0.5794   1.0000
   5.250   1.0169   0.04979   0.03920  -0.1089   0.5651   1.0000
   5.500   0.9876   0.05590   0.04537  -0.1062   0.5506   1.0000
   5.750   1.0281   0.05487   0.04418  -0.1059   0.5456   1.0000
   6.000   0.9987   0.06164   0.05101  -0.1043   0.5328   1.0000
   6.250   0.9425   0.07163   0.06115  -0.1032   0.5215   1.0000
   6.500   0.9633   0.07323   0.06266  -0.1029   0.5166   1.0000
   6.750   0.9441   0.07929   0.06876  -0.1026   0.5113   1.0000
   7.000   0.9159   0.08613   0.07567  -0.1024   0.5069   1.0000
   7.250   0.9095   0.09078   0.08034  -0.1024   0.5041   1.0000
   7.500   0.8943   0.09663   0.08624  -0.1029   0.5055   1.0000
   7.750   0.8845   0.10193   0.09158  -0.1035   0.5081   1.0000
   8.000   0.8838   0.10648   0.09614  -0.1041   0.5109   1.0000
   8.250   0.8979   0.11032   0.09997  -0.1051   0.5138   1.0000
   8.500   0.7956   0.12593   0.11603  -0.1111   0.6137   1.0000
<< Back to GOE 331 (PFALZ 60) AIRFOIL (goe331-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 331 (PFALZ 60) AIRFOIL (goe331-il)