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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 332 (PFALZ 61) AIRFOIL (goe332-il)