GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 57.55 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe79-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe79-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3293 0.11441 0.10925 -0.0097 1.0000 0.0389
-8.750 -0.3261 0.11338 0.10828 -0.0124 1.0000 0.0392
-8.500 -0.3226 0.11143 0.10640 -0.0143 1.0000 0.0394
-8.250 -0.3089 0.10577 0.10075 -0.0129 1.0000 0.0402
-8.000 -0.3014 0.10275 0.09777 -0.0133 1.0000 0.0409
-7.750 -0.2951 0.10015 0.09521 -0.0140 1.0000 0.0417
-7.500 -0.2891 0.09769 0.09281 -0.0149 1.0000 0.0425
-7.250 -0.2810 0.09518 0.09036 -0.0165 1.0000 0.0434
-7.000 -0.2718 0.09286 0.08809 -0.0188 1.0000 0.0443
-6.750 -0.2601 0.09128 0.08656 -0.0233 1.0000 0.0450
-6.250 -0.2400 0.08610 0.08150 -0.0276 1.0000 0.0458
-6.000 -0.2360 0.08284 0.07831 -0.0255 1.0000 0.0465
-5.750 -0.2318 0.08048 0.07604 -0.0249 1.0000 0.0474
-5.500 -0.2294 0.07864 0.07427 -0.0243 1.0000 0.0484
-5.250 -0.2282 0.07708 0.07277 -0.0239 1.0000 0.0495
-5.000 -0.2258 0.07568 0.07142 -0.0242 1.0000 0.0506
-4.750 -0.2175 0.07464 0.07039 -0.0265 1.0000 0.0518
-4.500 -0.1660 0.07102 0.06664 -0.0383 0.9941 0.0531
-4.250 -0.1361 0.06627 0.06191 -0.0418 0.9865 0.0547
-4.000 -0.0900 0.06247 0.05804 -0.0497 0.9781 0.0578
-3.750 -0.0147 0.05939 0.05467 -0.0648 0.9709 0.0619
-3.500 0.0127 0.05502 0.05036 -0.0673 0.9612 0.0645
-3.250 0.0916 0.05392 0.04881 -0.0808 0.9525 0.0719
-3.000 0.1193 0.04841 0.04347 -0.0836 0.9456 0.0741
-2.750 0.1675 0.04548 0.04044 -0.0897 0.9368 0.0804
-2.500 0.2234 0.04227 0.03705 -0.0971 0.9289 0.0860
-2.000 0.3099 0.03715 0.03167 -0.1052 0.9023 0.1009
-1.750 0.3489 0.03520 0.02953 -0.1080 0.8873 0.1122
-1.500 0.3828 0.03356 0.02771 -0.1095 0.8723 0.1251
-1.250 0.4133 0.03200 0.02602 -0.1104 0.8578 0.1398
-1.000 0.4406 0.03040 0.02433 -0.1107 0.8437 0.1575
-0.750 0.4680 0.02926 0.02305 -0.1109 0.8285 0.1873
-0.500 0.4918 0.02768 0.02146 -0.1107 0.8133 0.2216
0.000 0.5384 0.02482 0.01856 -0.1096 0.7843 0.3458
0.250 0.5628 0.02323 0.01698 -0.1088 0.7704 0.3967
0.500 0.5878 0.02169 0.01545 -0.1078 0.7569 0.4435
0.750 0.6168 0.02054 0.01420 -0.1074 0.7429 0.4714
1.000 0.6528 0.02035 0.01367 -0.1082 0.7271 0.4463
1.250 0.6916 0.02049 0.01331 -0.1088 0.7111 0.3571
1.500 0.7289 0.02100 0.01322 -0.1080 0.6950 0.2421
1.750 0.7610 0.02081 0.01262 -0.1067 0.6787 0.1771
2.000 0.7903 0.02044 0.01194 -0.1054 0.6616 0.1447
2.250 0.8182 0.02009 0.01134 -0.1041 0.6436 0.1283
2.500 0.8453 0.02000 0.01097 -0.1028 0.6244 0.1214
2.750 0.8715 0.01958 0.01052 -0.1019 0.6022 0.1168
3.000 0.8977 0.01945 0.01021 -0.1007 0.5801 0.1110
3.250 0.9236 0.01940 0.00996 -0.0995 0.5586 0.1085
3.500 0.9489 0.01928 0.00974 -0.0985 0.5354 0.1079
3.750 0.9746 0.01927 0.00959 -0.0976 0.5131 0.1094
4.000 1.0006 0.01928 0.00947 -0.0969 0.4930 0.1166
4.250 1.0268 0.01945 0.00945 -0.0962 0.4747 0.1230
4.750 1.0757 0.01869 0.00980 -0.0944 0.4430 1.0000
5.000 1.1015 0.01915 0.01004 -0.0937 0.4289 1.0000
5.250 1.1271 0.01962 0.01037 -0.0931 0.4161 1.0000
5.500 1.1526 0.02013 0.01072 -0.0926 0.4049 1.0000
5.750 1.1782 0.02064 0.01112 -0.0921 0.3943 1.0000
6.000 1.2034 0.02121 0.01170 -0.0916 0.3839 1.0000
6.250 1.2290 0.02181 0.01218 -0.0912 0.3754 1.0000
6.500 1.2538 0.02240 0.01284 -0.0907 0.3659 1.0000
6.750 1.2786 0.02302 0.01345 -0.0902 0.3566 1.0000
7.000 1.3033 0.02361 0.01405 -0.0897 0.3475 1.0000
7.250 1.3275 0.02430 0.01481 -0.0892 0.3389 1.0000
7.500 1.3520 0.02487 0.01531 -0.0886 0.3287 1.0000
7.750 1.3742 0.02545 0.01607 -0.0878 0.3176 1.0000
8.000 1.3974 0.02609 0.01675 -0.0871 0.3076 1.0000
8.250 1.4203 0.02666 0.01732 -0.0864 0.2964 1.0000
8.500 1.4406 0.02720 0.01807 -0.0853 0.2830 1.0000
8.750 1.4601 0.02770 0.01867 -0.0840 0.2676 1.0000
9.000 1.4781 0.02817 0.01920 -0.0825 0.2497 1.0000
9.250 1.4940 0.02882 0.01984 -0.0808 0.2294 1.0000
9.500 1.5078 0.02969 0.02084 -0.0788 0.2077 1.0000
9.750 1.5224 0.03071 0.02184 -0.0770 0.1909 1.0000
10.000 1.5373 0.03188 0.02302 -0.0753 0.1779 1.0000
10.250 1.5521 0.03307 0.02420 -0.0737 0.1677 1.0000
10.500 1.5664 0.03424 0.02537 -0.0720 0.1587 1.0000
10.750 1.5796 0.03564 0.02694 -0.0702 0.1506 1.0000
11.000 1.5931 0.03696 0.02813 -0.0686 0.1433 1.0000
11.250 1.6022 0.03843 0.02987 -0.0664 0.1361 1.0000
11.500 1.6130 0.03992 0.03127 -0.0647 0.1295 1.0000
11.750 1.6172 0.04156 0.03315 -0.0621 0.1233 1.0000
12.000 1.6270 0.04326 0.03472 -0.0603 0.1171 1.0000
12.250 1.6248 0.04523 0.03700 -0.0572 0.1123 1.0000
12.500 1.6369 0.04712 0.03871 -0.0559 0.1059 1.0000
12.750 1.6330 0.04970 0.04160 -0.0532 0.1018 1.0000
13.000 1.6332 0.05212 0.04415 -0.0513 0.0970 1.0000
13.250 1.6439 0.05515 0.04714 -0.0502 0.0913 1.0000
13.500 1.6325 0.05833 0.05068 -0.0480 0.0883 1.0000
13.750 1.6269 0.06152 0.05405 -0.0466 0.0847 1.0000
14.000 1.6394 0.06543 0.05789 -0.0457 0.0796 1.0000
14.250 1.6184 0.06946 0.06228 -0.0445 0.0785 1.0000
14.500 1.5974 0.07411 0.06727 -0.0442 0.0773 1.0000
14.750 1.5757 0.07933 0.07279 -0.0446 0.0762 1.0000
15.000 1.5528 0.08514 0.07889 -0.0459 0.0754 1.0000
15.250 1.5269 0.09175 0.08577 -0.0481 0.0749 1.0000
15.500 1.4955 0.09970 0.09401 -0.0516 0.0751 1.0000
15.750 1.4565 0.10964 0.10424 -0.0570 0.0762 1.0000
16.000 1.4132 0.12167 0.11651 -0.0644 0.0778 1.0000
16.250 1.3677 0.13583 0.13084 -0.0734 0.0794 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il)