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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 42.72 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe79-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe79-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3183   0.11717   0.10993  -0.0126   1.0000   0.0558
  -8.750  -0.3143   0.11549   0.10832  -0.0144   1.0000   0.0565
  -8.500  -0.3129   0.11442   0.10734  -0.0165   1.0000   0.0569
  -8.250  -0.3000   0.10922   0.10217  -0.0156   1.0000   0.0583
  -8.000  -0.2927   0.10630   0.09931  -0.0159   1.0000   0.0601
  -7.750  -0.2875   0.10400   0.09708  -0.0168   1.0000   0.0620
  -7.500  -0.2814   0.10213   0.09529  -0.0189   1.0000   0.0637
  -7.250  -0.2740   0.10088   0.09412  -0.0229   1.0000   0.0647
  -7.000  -0.2654   0.09799   0.09132  -0.0243   1.0000   0.0653
  -6.750  -0.2577   0.09416   0.08756  -0.0228   1.0000   0.0667
  -6.500  -0.2500   0.09148   0.08496  -0.0232   1.0000   0.0684
  -6.250  -0.2422   0.08920   0.08275  -0.0243   1.0000   0.0704
  -6.000  -0.2332   0.08737   0.08099  -0.0266   1.0000   0.0726
  -5.750  -0.2174   0.08690   0.08053  -0.0331   1.0000   0.0740
  -5.500  -0.2179   0.08314   0.07692  -0.0294   1.0000   0.0752
  -5.250  -0.2158   0.08068   0.07455  -0.0276   1.0000   0.0773
  -5.000  -0.2109   0.07884   0.07277  -0.0276   1.0000   0.0800
  -4.500  -0.1494   0.07255   0.06640  -0.0399   0.9855   0.0867
  -4.250  -0.1113   0.06907   0.06284  -0.0463   0.9747   0.0923
  -4.000  -0.0647   0.06575   0.05939  -0.0554   0.9633   0.0967
  -3.750  -0.0311   0.06227   0.05587  -0.0596   0.9525   0.1026
  -3.500   0.0132   0.05898   0.05245  -0.0669   0.9429   0.1099
  -3.250   0.0592   0.05603   0.04937  -0.0741   0.9331   0.1209
  -3.000   0.1030   0.05335   0.04655  -0.0803   0.9227   0.1335
  -2.750   0.1457   0.05042   0.04351  -0.0857   0.9146   0.1483
  -2.500   0.1799   0.04774   0.04079  -0.0891   0.9027   0.1651
  -2.250   0.2140   0.04511   0.03813  -0.0921   0.8921   0.1860
  -2.000   0.2501   0.04274   0.03569  -0.0954   0.8820   0.2195
  -1.500   0.3028   0.03830   0.03130  -0.0975   0.8566   0.3406
  -1.250   0.3283   0.03564   0.02870  -0.0972   0.8430   0.3812
  -1.000   0.3631   0.03376   0.02670  -0.0988   0.8270   0.4039
  -0.750   0.4033   0.03226   0.02496  -0.1016   0.8096   0.4002
  -0.250   0.5220   0.03210   0.02308  -0.1101   0.7774   0.1277
   0.000   0.5554   0.03116   0.02177  -0.1100   0.7622   0.1041
   0.250   0.5862   0.03020   0.02055  -0.1099   0.7471   0.0974
   0.500   0.6156   0.02937   0.01950  -0.1095   0.7323   0.0925
   0.750   0.6451   0.02855   0.01844  -0.1091   0.7174   0.0877
   1.000   0.6747   0.02799   0.01756  -0.1084   0.7026   0.0833
   1.250   0.7027   0.02727   0.01667  -0.1078   0.6876   0.0812
   1.500   0.7308   0.02670   0.01588  -0.1070   0.6725   0.0794
   1.750   0.7588   0.02625   0.01514  -0.1061   0.6569   0.0785
   2.000   0.7860   0.02589   0.01457  -0.1052   0.6404   0.0797
   2.250   0.8127   0.02561   0.01408  -0.1042   0.6236   0.0812
   2.500   0.8388   0.02535   0.01367  -0.1031   0.6065   0.0817
   2.750   0.8646   0.02514   0.01333  -0.1020   0.5890   0.0819
   3.000   0.8902   0.02502   0.01308  -0.1010   0.5713   0.0826
   3.250   0.9157   0.02499   0.01292  -0.1001   0.5535   0.0841
   3.500   0.9412   0.02497   0.01286  -0.0994   0.5355   0.0885
   3.750   0.9666   0.02510   0.01290  -0.0986   0.5172   0.0938
   4.000   0.9922   0.02526   0.01299  -0.0980   0.4998   0.0984
   4.250   1.0177   0.02550   0.01314  -0.0973   0.4833   0.1054
   4.500   1.0434   0.02573   0.01342  -0.0967   0.4678   0.1226
   4.750   1.0648   0.02496   0.01383  -0.0955   0.4535   1.0000
   5.000   1.0896   0.02554   0.01421  -0.0947   0.4402   1.0000
   5.250   1.1143   0.02612   0.01465  -0.0940   0.4282   1.0000
   5.500   1.1389   0.02666   0.01501  -0.0932   0.4170   1.0000
   5.750   1.1627   0.02729   0.01559  -0.0925   0.4047   1.0000
   6.000   1.1861   0.02794   0.01619  -0.0918   0.3930   1.0000
   6.250   1.2097   0.02855   0.01673  -0.0910   0.3822   1.0000
   6.500   1.2326   0.02919   0.01733  -0.0902   0.3709   1.0000
   6.750   1.2548   0.02994   0.01812  -0.0894   0.3599   1.0000
   7.000   1.2781   0.03061   0.01876  -0.0886   0.3507   1.0000
   7.250   1.2998   0.03147   0.01975  -0.0878   0.3412   1.0000
   7.500   1.3222   0.03225   0.02054  -0.0870   0.3324   1.0000
   7.750   1.3428   0.03305   0.02142  -0.0860   0.3216   1.0000
   8.000   1.3621   0.03393   0.02246  -0.0850   0.3106   1.0000
   8.250   1.3830   0.03466   0.02317  -0.0839   0.3007   1.0000
   8.500   1.3999   0.03566   0.02441  -0.0827   0.2893   1.0000
   8.750   1.4175   0.03662   0.02551  -0.0814   0.2790   1.0000
   9.000   1.4351   0.03746   0.02645  -0.0801   0.2684   1.0000
   9.250   1.4480   0.03862   0.02788  -0.0785   0.2561   1.0000
   9.500   1.4605   0.03974   0.02917  -0.0767   0.2438   1.0000
   9.750   1.4721   0.04085   0.03040  -0.0749   0.2318   1.0000
  10.000   1.4817   0.04206   0.03175  -0.0729   0.2196   1.0000
  10.250   1.4869   0.04366   0.03356  -0.0707   0.2066   1.0000
  10.500   1.4905   0.04537   0.03543  -0.0684   0.1946   1.0000
  10.750   1.4918   0.04707   0.03718  -0.0658   0.1849   1.0000
  11.000   1.4913   0.04907   0.03929  -0.0635   0.1758   1.0000
  11.250   1.4907   0.05140   0.04175  -0.0615   0.1680   1.0000
  11.500   1.4900   0.05377   0.04424  -0.0599   0.1612   1.0000
  11.750   1.4884   0.05646   0.04704  -0.0586   0.1553   1.0000
  12.000   1.4843   0.05962   0.05038  -0.0577   0.1497   1.0000
  12.250   1.4847   0.06213   0.05289  -0.0569   0.1450   1.0000
  12.500   1.4768   0.06619   0.05718  -0.0567   0.1407   1.0000
  12.750   1.4689   0.07033   0.06153  -0.0567   0.1368   1.0000
  13.000   1.4664   0.07362   0.06489  -0.0566   0.1330   1.0000
  13.250   1.4604   0.07762   0.06900  -0.0569   0.1297   1.0000
  13.500   1.4401   0.08422   0.07589  -0.0587   0.1271   1.0000
  13.750   1.4183   0.09135   0.08325  -0.0611   0.1247   1.0000
  14.000   1.3986   0.09837   0.09045  -0.0636   0.1223   1.0000
  14.250   1.4179   0.09792   0.08991  -0.0616   0.1182   1.0000
  14.500   1.3755   0.10986   0.10213  -0.0675   0.1174   1.0000
  14.750   1.2888   0.13404   0.12652  -0.0815   0.1172   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)