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

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
<< Back to GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il)