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

GOE 332 (PFALZ 61) AIRFOIL (goe332-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 332 (PFALZ 61) AIRFOIL (goe332-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.72 at α=3.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe332-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe332-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 332 (PFALZ 61) 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.2456   0.14159   0.13440  -0.0414   1.0000   0.1246
 -11.000  -0.2526   0.14145   0.13437  -0.0419   1.0000   0.1268
 -10.750  -0.2669   0.14269   0.13575  -0.0423   1.0000   0.1277
 -10.500  -0.2564   0.13720   0.13032  -0.0414   1.0000   0.1294
 -10.250  -0.2426   0.13233   0.12546  -0.0397   1.0000   0.1333
 -10.000  -0.2428   0.13032   0.12354  -0.0386   1.0000   0.1369
  -9.750  -0.2493   0.12929   0.12263  -0.0374   1.0000   0.1401
  -9.500  -0.2646   0.12965   0.12314  -0.0358   1.0000   0.1423
  -9.250  -0.2868   0.13094   0.12459  -0.0335   1.0000   0.1432
  -9.000  -0.3121   0.13243   0.12625  -0.0306   1.0000   0.1436
  -8.750  -0.3385   0.13385   0.12783  -0.0276   1.0000   0.1438
  -8.500  -0.3003   0.12426   0.11819  -0.0258   1.0000   0.1480
  -8.250  -0.3082   0.12301   0.11703  -0.0232   1.0000   0.1505
  -8.000  -0.3200   0.12226   0.11637  -0.0207   1.0000   0.1529
  -7.750  -0.3351   0.12187   0.11609  -0.0184   1.0000   0.1552
  -7.500  -0.3550   0.12199   0.11632  -0.0160   1.0000   0.1571
  -7.250  -0.3800   0.12260   0.11704  -0.0134   1.0000   0.1583
  -7.000  -0.4046   0.12328   0.11784  -0.0129   1.0000   0.1591
  -6.750  -0.4234   0.12338   0.11804  -0.0151   1.0000   0.1599
  -6.500  -0.4049   0.11692   0.11159  -0.0087   1.0000   0.1633
  -6.250  -0.4073   0.11480   0.10951  -0.0069   1.0000   0.1669
  -6.000  -0.4152   0.11330   0.10806  -0.0067   1.0000   0.1711
  -5.750  -0.4282   0.11312   0.10792  -0.0118   1.0000   0.1751
  -5.500  -0.4280   0.10957   0.10442  -0.0101   1.0000   0.1775
  -5.250  -0.4253   0.10667   0.10155  -0.0067   1.0000   0.1821
  -5.000  -0.4252   0.10484   0.09972  -0.0091   1.0000   0.1893
  -4.750  -0.4069   0.10103   0.09590  -0.0137   0.9952   0.1955
  -4.500  -0.3786   0.09878   0.09351  -0.0255   0.9886   0.2087
  -4.250  -0.3620   0.09432   0.08911  -0.0224   0.9826   0.2142
  -4.000  -0.3382   0.09131   0.08601  -0.0294   0.9760   0.2274
  -3.750  -0.3119   0.08852   0.08313  -0.0352   0.9694   0.2432
  -3.500  -0.2895   0.08573   0.08029  -0.0385   0.9631   0.2600
  -3.000  -0.2451   0.08098   0.07545  -0.0435   0.9497   0.3099
  -2.750  -0.2307   0.07788   0.07242  -0.0421   0.9434   0.3305
  -2.500  -0.2134   0.07568   0.07023  -0.0425   0.9367   0.3640
  -2.250  -0.1979   0.07340   0.06800  -0.0407   0.9302   0.4011
  -1.750  -0.1800   0.06942   0.06416  -0.0325   0.9173   0.5066
  -1.500  -0.1811   0.06774   0.06256  -0.0275   0.9113   0.5510
  -1.250  -0.1697   0.06572   0.06060  -0.0234   0.9046   0.6021
  -1.000  -0.1654   0.06386   0.05880  -0.0186   0.8979   0.6396
  -0.750   0.1596   0.05881   0.05037  -0.1043   0.8761   0.2087
  -0.500   0.2057   0.05715   0.04828  -0.1083   0.8672   0.1890
  -0.250   0.2444   0.05619   0.04700  -0.1112   0.8582   0.1841
   0.000   0.2800   0.05570   0.04602  -0.1132   0.8487   0.1785
   0.250   0.3294   0.05519   0.04493  -0.1166   0.8395   0.1755
   0.500   0.3479   0.05527   0.04486  -0.1162   0.8294   0.1767
   0.750   0.3936   0.05482   0.04427  -0.1192   0.8201   0.1871
   1.000   0.4122   0.05525   0.04448  -0.1185   0.8098   0.1940
   1.250   0.4422   0.05547   0.04451  -0.1190   0.7999   0.2062
   1.500   0.4795   0.05528   0.04432  -0.1203   0.7904   0.2365
   1.750   0.4970   0.05570   0.04493  -0.1196   0.7802   0.2804
   2.000   0.5392   0.05346   0.04418  -0.1201   0.7722   1.0000
   2.250   0.5428   0.05517   0.04564  -0.1179   0.7609   1.0000
   2.500   0.5691   0.05642   0.04659  -0.1182   0.7510   1.0000
   2.750   0.5936   0.05766   0.04760  -0.1183   0.7407   1.0000
   3.000   0.6014   0.05950   0.04932  -0.1169   0.7303   1.0000
   3.250   0.6455   0.06021   0.04980  -0.1188   0.7215   1.0000
   3.500   0.6396   0.06255   0.05211  -0.1163   0.7106   1.0000
   3.750   0.6592   0.06417   0.05363  -0.1161   0.7015   1.0000
   4.000   0.6781   0.06576   0.05514  -0.1159   0.6922   1.0000
   4.250   0.6839   0.06799   0.05733  -0.1147   0.6831   1.0000
   4.500   0.7125   0.06931   0.05857  -0.1152   0.6747   1.0000
   4.750   0.7087   0.07211   0.06136  -0.1136   0.6666   1.0000
   5.000   0.7391   0.07338   0.06256  -0.1142   0.6582   1.0000
   5.250   0.7326   0.07650   0.06569  -0.1126   0.6515   1.0000
   5.500   0.7419   0.07890   0.06809  -0.1121   0.6450   1.0000
   5.750   0.7592   0.08097   0.07014  -0.1120   0.6373   1.0000
   6.000   0.7530   0.08432   0.07353  -0.1109   0.6336   1.0000
   6.250   0.7583   0.08722   0.07645  -0.1106   0.6298   1.0000
   6.500   0.7802   0.08919   0.07840  -0.1107   0.6213   1.0000
   6.750   0.7771   0.09278   0.08203  -0.1103   0.6207   1.0000
   7.000   0.7809   0.09635   0.08564  -0.1105   0.6218   1.0000
   7.250   0.7939   0.10000   0.08933  -0.1115   0.6242   1.0000
   7.500   0.7346   0.10911   0.09863  -0.1129   0.6886   1.0000
   7.750   0.7355   0.11068   0.10022  -0.1114   0.6759   1.0000
   8.000   0.7386   0.11312   0.10268  -0.1106   0.6671   1.0000
   8.250   0.7787   0.11700   0.10659  -0.1130   0.6566   1.0000
   8.500   0.7635   0.11815   0.10778  -0.1104   0.6455   1.0000
   8.750   0.7813   0.12151   0.11118  -0.1111   0.6383   1.0000
   9.000   0.7961   0.12392   0.11364  -0.1111   0.6258   1.0000
   9.250   0.7914   0.12623   0.11599  -0.1100   0.6173   1.0000
   9.500   0.8230   0.13004   0.11987  -0.1116   0.6083   1.0000
   9.750   0.8102   0.13170   0.12157  -0.1100   0.5986   1.0000
  10.000   0.8434   0.13609   0.12601  -0.1118   0.5908   1.0000
  10.250   0.8300   0.13734   0.12732  -0.1102   0.5806   1.0000
  10.500   0.8602   0.14199   0.13206  -0.1119   0.5745   1.0000
<< Back to GOE 332 (PFALZ 61) AIRFOIL (goe332-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 332 (PFALZ 61) AIRFOIL (goe332-il)