GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 59.18 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe79-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe79-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3337 0.11851 0.11134 -0.0099 1.0000 0.0809
-8.750 -0.3312 0.11749 0.11039 -0.0120 1.0000 0.0824
-8.500 -0.3324 0.11743 0.11044 -0.0145 1.0000 0.0831
-8.250 -0.3255 0.11419 0.10729 -0.0158 1.0000 0.0839
-8.000 -0.3091 0.10762 0.10070 -0.0137 1.0000 0.0870
-7.750 -0.3023 0.10486 0.09800 -0.0142 1.0000 0.0900
-7.500 -0.2960 0.10277 0.09599 -0.0159 1.0000 0.0930
-7.250 -0.2892 0.10210 0.09540 -0.0205 1.0000 0.0952
-7.000 -0.2788 0.10132 0.09471 -0.0264 1.0000 0.0962
-6.750 -0.2714 0.09506 0.08851 -0.0214 1.0000 0.0984
-6.500 -0.2626 0.09197 0.08549 -0.0213 1.0000 0.1015
-6.250 -0.2534 0.08970 0.08328 -0.0230 1.0000 0.1050
-6.000 -0.2392 0.08935 0.08298 -0.0295 1.0000 0.1083
-5.750 -0.2314 0.08605 0.07977 -0.0297 1.0000 0.1098
-5.500 -0.2279 0.08246 0.07630 -0.0268 1.0000 0.1127
-5.250 -0.2212 0.08024 0.07415 -0.0268 1.0000 0.1167
-5.000 -0.1977 0.08102 0.07485 -0.0359 1.0000 0.1224
-4.750 -0.2036 0.07663 0.07064 -0.0303 1.0000 0.1245
-4.500 -0.2019 0.07423 0.06832 -0.0282 1.0000 0.1288
-4.250 -0.1762 0.07438 0.06835 -0.0360 1.0000 0.1372
-4.000 -0.1808 0.07070 0.06483 -0.0318 1.0000 0.1398
-3.750 -0.1753 0.06860 0.06279 -0.0309 1.0000 0.1455
-3.500 -0.1531 0.06736 0.06148 -0.0359 1.0000 0.1541
-3.250 -0.1492 0.06477 0.05898 -0.0341 1.0000 0.1597
-3.000 -0.1269 0.06327 0.05741 -0.0382 1.0000 0.1709
-2.750 -0.1035 0.06219 0.05623 -0.0420 1.0000 0.1854
-2.500 -0.0980 0.05916 0.05333 -0.0402 1.0000 0.1933
-2.250 -0.0784 0.05732 0.05147 -0.0424 1.0000 0.2092
-2.000 -0.0528 0.05586 0.04993 -0.0462 1.0000 0.2338
-1.750 -0.0201 0.05277 0.04688 -0.0497 0.9939 0.2710
-1.250 0.0449 0.04590 0.04029 -0.0537 0.9724 0.4505
-1.000 0.0754 0.04255 0.03707 -0.0535 0.9596 0.5344
-0.750 0.1126 0.03959 0.03421 -0.0547 0.9458 0.6026
-0.500 0.1587 0.03706 0.03172 -0.0583 0.9314 0.6539
-0.250 0.2224 0.03505 0.02964 -0.0666 0.9163 0.6842
0.000 0.2978 0.03327 0.02773 -0.0777 0.9009 0.6899
0.250 0.4587 0.03401 0.02720 -0.1093 0.8814 0.4944
0.500 0.5404 0.03433 0.02666 -0.1187 0.8642 0.3585
0.750 0.5991 0.03428 0.02597 -0.1222 0.8472 0.2793
1.000 0.6451 0.03342 0.02483 -0.1236 0.8300 0.2412
1.250 0.6396 0.01767 0.00947 -0.1132 0.7767 0.2247
1.500 0.6716 0.01733 0.00888 -0.1124 0.7570 0.2080
1.750 0.7024 0.01711 0.00836 -0.1112 0.7366 0.1944
2.000 0.7337 0.01682 0.00775 -0.1098 0.7169 0.1837
2.250 0.7636 0.01618 0.00696 -0.1081 0.6975 0.1781
2.500 0.7919 0.01571 0.00633 -0.1063 0.6786 0.1757
2.750 0.8188 0.01533 0.00583 -0.1045 0.6601 0.1782
3.000 0.8449 0.01513 0.00550 -0.1027 0.6420 0.1815
3.250 0.8684 0.01544 0.00573 -0.1012 0.6232 0.1843
3.500 0.8925 0.01571 0.00599 -0.1000 0.6058 0.1914
3.750 0.9186 0.01581 0.00606 -0.0988 0.5906 0.2106
4.000 0.9397 0.01588 0.00735 -0.0978 0.5760 0.9056
4.250 0.9619 0.01732 0.00859 -0.0967 0.5616 1.0000
4.500 0.9824 0.01868 0.00977 -0.0956 0.5484 1.0000
4.750 1.0066 0.01948 0.01033 -0.0945 0.5375 1.0000
5.000 1.0272 0.02079 0.01155 -0.0935 0.5261 1.0000
5.250 1.0403 0.02328 0.01412 -0.0928 0.5152 1.0000
5.500 1.0679 0.02366 0.01436 -0.0919 0.5074 1.0000
5.750 1.0729 0.02728 0.01816 -0.0911 0.4960 1.0000
6.000 1.0926 0.02862 0.01949 -0.0900 0.4859 1.0000
6.250 1.1202 0.02866 0.01948 -0.0887 0.4751 1.0000
6.500 1.1181 0.03312 0.02415 -0.0875 0.4643 1.0000
6.750 1.1439 0.03333 0.02434 -0.0861 0.4531 1.0000
7.000 1.1778 0.03239 0.02333 -0.0848 0.4421 1.0000
7.250 1.1566 0.03939 0.03065 -0.0832 0.4326 1.0000
7.500 1.1892 0.03856 0.02983 -0.0817 0.4207 1.0000
7.750 1.1043 0.05381 0.04535 -0.0801 0.4153 1.0000
8.000 1.0335 0.06741 0.05901 -0.0807 0.4108 1.0000
8.250 0.9274 0.08648 0.07813 -0.0843 0.4167 1.0000
8.500 0.9397 0.08824 0.07991 -0.0826 0.4018 1.0000
8.750 0.9559 0.08985 0.08159 -0.0810 0.3891 1.0000
9.000 0.9742 0.09092 0.08271 -0.0791 0.3744 1.0000
9.250 0.9363 0.09983 0.09168 -0.0803 0.3677 1.0000
9.500 0.9911 0.09518 0.08710 -0.0756 0.3422 1.0000
9.750 0.9966 0.09789 0.08986 -0.0741 0.3264 1.0000
10.000 0.9354 0.11059 0.10259 -0.0773 0.3213 1.0000
10.250 0.9423 0.11381 0.10585 -0.0763 0.3088 1.0000
10.500 0.9089 0.12249 0.11457 -0.0785 0.3072 1.0000
10.750 0.8898 0.12925 0.12138 -0.0802 0.3075 1.0000
11.000 0.8810 0.13502 0.12720 -0.0814 0.3093 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il)