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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 79 (PFALZ 11) AIRFOIL (goe79-il)