GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 59.4 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe79-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe79-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3085 0.10998 0.10484 -0.0125 1.0000 0.0319
-8.500 -0.3032 0.10810 0.10301 -0.0144 1.0000 0.0323
-8.250 -0.3009 0.10680 0.10178 -0.0167 1.0000 0.0325
-8.000 -0.2922 0.10297 0.09799 -0.0165 1.0000 0.0328
-7.750 -0.2846 0.09968 0.09475 -0.0165 1.0000 0.0332
-7.500 -0.2781 0.09699 0.09211 -0.0170 1.0000 0.0336
-7.250 -0.2704 0.09438 0.08956 -0.0180 1.0000 0.0340
-7.000 -0.2627 0.09186 0.08710 -0.0192 1.0000 0.0346
-6.750 -0.2552 0.08945 0.08475 -0.0204 1.0000 0.0351
-6.500 -0.2480 0.08714 0.08251 -0.0216 1.0000 0.0357
-6.250 -0.2411 0.08500 0.08045 -0.0229 1.0000 0.0364
-6.000 -0.2323 0.08328 0.07878 -0.0255 0.9993 0.0372
-5.750 -0.1908 0.07944 0.07487 -0.0364 0.9878 0.0378
-5.500 -0.1684 0.07515 0.07059 -0.0386 0.9778 0.0384
-5.250 -0.1381 0.07143 0.06683 -0.0437 0.9663 0.0393
-5.000 -0.1039 0.06786 0.06322 -0.0499 0.9541 0.0406
-4.750 -0.0642 0.06439 0.05965 -0.0573 0.9421 0.0422
-4.500 -0.0070 0.06130 0.05634 -0.0694 0.9307 0.0435
-4.250 0.0135 0.05747 0.05255 -0.0703 0.9186 0.0445
-4.000 0.0472 0.05443 0.04943 -0.0745 0.9064 0.0465
-3.750 0.0892 0.05167 0.04649 -0.0806 0.8940 0.0488
-3.500 0.1361 0.04919 0.04376 -0.0872 0.8810 0.0500
-3.250 0.1581 0.04627 0.04084 -0.0880 0.8664 0.0512
-3.000 0.1878 0.04401 0.03847 -0.0902 0.8519 0.0533
-2.750 0.2341 0.04257 0.03666 -0.0951 0.8367 0.0571
-2.500 0.2535 0.03982 0.03395 -0.0951 0.8204 0.0590
-2.250 0.2962 0.03900 0.03272 -0.0983 0.8033 0.0650
-2.000 0.3170 0.03619 0.02993 -0.0985 0.7858 0.0668
-1.750 0.3526 0.03539 0.02878 -0.1000 0.7674 0.0737
-1.500 0.3782 0.03300 0.02633 -0.1007 0.7502 0.0761
-1.000 0.4374 0.03011 0.02310 -0.1024 0.7200 0.0883
-0.750 0.4689 0.02897 0.02171 -0.1032 0.7065 0.0975
-0.500 0.4985 0.02779 0.02034 -0.1039 0.6927 0.1090
-0.250 0.5264 0.02654 0.01898 -0.1044 0.6790 0.1240
0.000 0.5545 0.02547 0.01778 -0.1050 0.6655 0.1508
0.500 0.6089 0.02352 0.01558 -0.1056 0.6394 0.2272
1.000 0.6828 0.02201 0.01308 -0.1042 0.6136 0.0712
1.250 0.7124 0.02128 0.01208 -0.1038 0.6005 0.0616
1.500 0.7412 0.02071 0.01125 -0.1034 0.5869 0.0588
1.750 0.7693 0.02024 0.01062 -0.1030 0.5721 0.0587
2.000 0.7974 0.01992 0.01008 -0.1024 0.5569 0.0565
2.250 0.8246 0.01946 0.00955 -0.1020 0.5411 0.0554
2.500 0.8515 0.01912 0.00912 -0.1015 0.5242 0.0545
2.750 0.8782 0.01886 0.00876 -0.1009 0.5062 0.0540
3.000 0.9045 0.01865 0.00847 -0.1004 0.4873 0.0538
3.250 0.9303 0.01853 0.00822 -0.0996 0.4672 0.0553
3.500 0.9559 0.01848 0.00807 -0.0990 0.4448 0.0574
3.750 0.9814 0.01849 0.00794 -0.0984 0.4224 0.0586
4.000 1.0067 0.01864 0.00791 -0.0978 0.4020 0.0598
4.250 1.0321 0.01886 0.00798 -0.0973 0.3841 0.0615
4.750 1.0828 0.01946 0.00836 -0.0963 0.3563 0.0718
5.000 1.1081 0.01981 0.00866 -0.0958 0.3448 0.0802
5.500 1.1542 0.01943 0.00939 -0.0941 0.3251 1.0000
5.750 1.1785 0.01995 0.00977 -0.0935 0.3165 1.0000
6.000 1.2032 0.02040 0.01022 -0.0929 0.3078 1.0000
6.250 1.2272 0.02095 0.01066 -0.0923 0.3012 1.0000
6.500 1.2520 0.02139 0.01118 -0.0918 0.2944 1.0000
6.750 1.2761 0.02190 0.01170 -0.0913 0.2881 1.0000
7.000 1.2998 0.02242 0.01225 -0.0907 0.2809 1.0000
7.250 1.3233 0.02291 0.01280 -0.0900 0.2725 1.0000
7.500 1.3462 0.02344 0.01336 -0.0893 0.2647 1.0000
7.750 1.3691 0.02393 0.01398 -0.0887 0.2562 1.0000
8.000 1.3912 0.02446 0.01456 -0.0879 0.2471 1.0000
8.250 1.4129 0.02499 0.01519 -0.0870 0.2376 1.0000
8.500 1.4344 0.02554 0.01586 -0.0862 0.2278 1.0000
8.750 1.4545 0.02614 0.01655 -0.0852 0.2168 1.0000
9.000 1.4737 0.02678 0.01727 -0.0841 0.2037 1.0000
9.250 1.4923 0.02748 0.01807 -0.0829 0.1888 1.0000
9.500 1.5093 0.02830 0.01897 -0.0816 0.1722 1.0000
9.750 1.5247 0.02926 0.01997 -0.0801 0.1545 1.0000
10.000 1.5377 0.03040 0.02109 -0.0784 0.1392 1.0000
10.250 1.5486 0.03167 0.02234 -0.0765 0.1285 1.0000
10.500 1.5578 0.03301 0.02371 -0.0744 0.1208 1.0000
10.750 1.5646 0.03444 0.02521 -0.0721 0.1153 1.0000
11.000 1.5683 0.03592 0.02677 -0.0694 0.1109 1.0000
11.250 1.5693 0.03769 0.02859 -0.0668 0.1074 1.0000
11.500 1.5713 0.03955 0.03054 -0.0647 0.1044 1.0000
11.750 1.5735 0.04152 0.03266 -0.0629 0.1014 1.0000
12.000 1.5739 0.04377 0.03504 -0.0613 0.0987 1.0000
12.250 1.5722 0.04632 0.03765 -0.0599 0.0962 1.0000
12.500 1.5706 0.04898 0.04035 -0.0587 0.0937 1.0000
12.750 1.5713 0.05159 0.04316 -0.0579 0.0911 1.0000
13.000 1.5699 0.05447 0.04619 -0.0573 0.0882 1.0000
13.250 1.5667 0.05760 0.04940 -0.0568 0.0853 1.0000
13.500 1.5654 0.06048 0.05220 -0.0560 0.0823 1.0000
13.750 1.5610 0.06405 0.05607 -0.0562 0.0800 1.0000
14.000 1.5561 0.06774 0.05998 -0.0565 0.0773 1.0000
14.250 1.5513 0.07144 0.06382 -0.0568 0.0748 1.0000
14.500 1.5473 0.07498 0.06742 -0.0570 0.0725 1.0000
14.750 1.5453 0.07822 0.07069 -0.0569 0.0701 1.0000
15.000 1.5345 0.08316 0.07594 -0.0583 0.0683 1.0000
15.250 1.5245 0.08810 0.08113 -0.0598 0.0663 1.0000
15.500 1.5154 0.09300 0.08621 -0.0614 0.0642 1.0000
15.750 1.5080 0.09765 0.09097 -0.0630 0.0622 1.0000
16.000 1.5050 0.10139 0.09473 -0.0639 0.0602 1.0000
16.250 1.4894 0.10809 0.10173 -0.0671 0.0586 1.0000
16.500 1.4747 0.11482 0.10871 -0.0703 0.0569 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il)