GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 64.55 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe198-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe198-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 198 (L.F.G. 5294) 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.3212 0.11266 0.10811 -0.0178 1.0000 0.0559
-7.500 -0.3337 0.11211 0.10763 -0.0154 1.0000 0.0565
-7.250 -0.3463 0.11172 0.10731 -0.0137 1.0000 0.0569
-7.000 -0.3541 0.11140 0.10705 -0.0146 1.0000 0.0574
-6.750 -0.3570 0.11128 0.10697 -0.0183 1.0000 0.0577
-6.500 -0.3519 0.11039 0.10610 -0.0238 1.0000 0.0580
-6.250 -0.3544 0.10468 0.10046 -0.0166 1.0000 0.0586
-6.000 -0.3497 0.10088 0.09668 -0.0141 0.9992 0.0595
-5.750 -0.3245 0.09672 0.09249 -0.0184 0.9945 0.0613
-5.500 -0.2972 0.09298 0.08871 -0.0243 0.9885 0.0633
-5.250 -0.2593 0.08928 0.08495 -0.0339 0.9830 0.0662
-5.000 -0.1925 0.08723 0.08266 -0.0556 0.9737 0.0683
-4.750 -0.1796 0.08153 0.07702 -0.0536 0.9702 0.0692
-4.500 -0.1637 0.07799 0.07349 -0.0540 0.9628 0.0706
-4.250 -0.1276 0.07438 0.06983 -0.0598 0.9575 0.0739
-4.000 -0.0482 0.07306 0.06811 -0.0798 0.9480 0.0797
-3.750 -0.0324 0.06770 0.06286 -0.0793 0.9435 0.0808
-3.500 -0.0091 0.06443 0.05960 -0.0808 0.9369 0.0829
-3.250 0.0290 0.06151 0.05660 -0.0861 0.9298 0.0869
-3.000 0.1013 0.05820 0.05299 -0.0997 0.9259 0.0934
-2.750 0.1196 0.05550 0.05033 -0.0998 0.9159 0.0958
-2.500 0.1879 0.05318 0.04766 -0.1108 0.9114 0.1070
-2.250 0.2082 0.05022 0.04481 -0.1111 0.9022 0.1106
-2.000 0.2690 0.04769 0.04199 -0.1195 0.8969 0.1228
-1.750 0.3064 0.04517 0.03947 -0.1226 0.8893 0.1310
-1.500 0.3563 0.04262 0.03678 -0.1281 0.8824 0.1445
-1.250 0.4195 0.04011 0.03402 -0.1359 0.8794 0.1703
-1.000 0.4493 0.03838 0.03229 -0.1371 0.8686 0.1886
-0.750 0.4967 0.03632 0.03015 -0.1414 0.8643 0.2350
-0.500 0.5229 0.03464 0.02854 -0.1416 0.8536 0.2840
0.500 0.7053 0.02817 0.02052 -0.1505 0.8211 0.1455
0.750 0.7475 0.02671 0.01853 -0.1510 0.8153 0.1192
1.000 0.7751 0.02584 0.01754 -0.1504 0.8035 0.1177
1.250 0.8123 0.02444 0.01596 -0.1507 0.7981 0.1140
1.500 0.8381 0.02382 0.01525 -0.1497 0.7855 0.1131
1.750 0.8660 0.02317 0.01454 -0.1489 0.7747 0.1152
2.000 0.8985 0.02215 0.01348 -0.1486 0.7675 0.1241
2.250 0.9240 0.02165 0.01297 -0.1474 0.7550 0.1356
2.500 0.9522 0.02093 0.01232 -0.1466 0.7437 0.1622
2.750 0.9786 0.01873 0.01148 -0.1449 0.7354 1.0000
3.000 1.0051 0.01867 0.01117 -0.1439 0.7216 1.0000
3.250 1.0321 0.01855 0.01090 -0.1430 0.7073 1.0000
3.500 1.0593 0.01837 0.01059 -0.1421 0.6919 1.0000
3.750 1.0866 0.01818 0.01026 -0.1412 0.6749 1.0000
4.000 1.1139 0.01802 0.00993 -0.1402 0.6565 1.0000
4.250 1.1383 0.01812 0.00996 -0.1391 0.6346 1.0000
4.500 1.1639 0.01824 0.00994 -0.1381 0.6138 1.0000
4.750 1.1900 0.01844 0.00996 -0.1373 0.5939 1.0000
5.000 1.2141 0.01881 0.01022 -0.1364 0.5720 1.0000
5.250 1.2385 0.01923 0.01053 -0.1355 0.5512 1.0000
5.500 1.2629 0.01969 0.01086 -0.1347 0.5320 1.0000
5.750 1.2873 0.02021 0.01130 -0.1340 0.5149 1.0000
6.000 1.3111 0.02072 0.01178 -0.1332 0.4985 1.0000
6.250 1.3342 0.02121 0.01225 -0.1323 0.4826 1.0000
6.500 1.3569 0.02168 0.01273 -0.1314 0.4675 1.0000
6.750 1.3795 0.02214 0.01321 -0.1305 0.4534 1.0000
7.000 1.4020 0.02259 0.01372 -0.1296 0.4405 1.0000
7.250 1.4237 0.02301 0.01416 -0.1286 0.4272 1.0000
7.500 1.4453 0.02344 0.01460 -0.1275 0.4145 1.0000
7.750 1.4664 0.02393 0.01517 -0.1264 0.4026 1.0000
8.000 1.4873 0.02446 0.01581 -0.1253 0.3912 1.0000
8.250 1.5079 0.02500 0.01641 -0.1241 0.3801 1.0000
8.500 1.5268 0.02556 0.01698 -0.1227 0.3670 1.0000
8.750 1.5441 0.02617 0.01761 -0.1210 0.3527 1.0000
9.000 1.5603 0.02684 0.01837 -0.1192 0.3385 1.0000
9.250 1.5741 0.02755 0.01918 -0.1169 0.3231 1.0000
9.500 1.5845 0.02833 0.02002 -0.1142 0.3056 1.0000
9.750 1.5895 0.02914 0.02104 -0.1107 0.2842 1.0000
10.000 1.5878 0.03011 0.02208 -0.1062 0.2587 1.0000
10.250 1.5825 0.03147 0.02346 -0.1016 0.2195 1.0000
10.500 1.5727 0.03366 0.02537 -0.0972 0.1807 1.0000
10.750 1.5637 0.03626 0.02771 -0.0935 0.1581 1.0000
11.000 1.5581 0.03884 0.03015 -0.0904 0.1432 1.0000
11.250 1.5553 0.04130 0.03259 -0.0878 0.1314 1.0000
11.500 1.5543 0.04368 0.03502 -0.0855 0.1219 1.0000
11.750 1.5505 0.04637 0.03768 -0.0832 0.1154 1.0000
12.000 1.5506 0.04882 0.04024 -0.0813 0.1089 1.0000
12.250 1.5461 0.05173 0.04309 -0.0793 0.1038 1.0000
12.500 1.5464 0.05431 0.04586 -0.0777 0.0979 1.0000
12.750 1.5433 0.05723 0.04870 -0.0759 0.0925 1.0000
13.000 1.5437 0.05998 0.05159 -0.0743 0.0867 1.0000
13.250 1.5485 0.06235 0.05375 -0.0722 0.0798 1.0000
13.500 1.5503 0.06518 0.05673 -0.0706 0.0740 1.0000
13.750 1.5727 0.06698 0.05839 -0.0684 0.0672 1.0000
14.000 1.5847 0.06953 0.06112 -0.0669 0.0633 1.0000
14.250 1.6214 0.07229 0.06379 -0.0660 0.0581 1.0000
14.500 1.6116 0.07580 0.06764 -0.0644 0.0569 1.0000
14.750 1.6041 0.07954 0.07170 -0.0632 0.0556 1.0000
15.000 1.5973 0.08352 0.07597 -0.0623 0.0545 1.0000
15.250 1.5892 0.08775 0.08047 -0.0616 0.0537 1.0000
15.500 1.5785 0.09227 0.08526 -0.0613 0.0532 1.0000
15.750 1.5652 0.09713 0.09040 -0.0615 0.0527 1.0000
16.000 1.5486 0.10247 0.09602 -0.0623 0.0525 1.0000
16.250 1.5284 0.10844 0.10227 -0.0639 0.0525 1.0000
16.500 1.5041 0.11536 0.10949 -0.0667 0.0527 1.0000
16.750 1.4762 0.12347 0.11792 -0.0709 0.0532 1.0000
17.000 1.4452 0.13297 0.12772 -0.0767 0.0539 1.0000
17.250 1.4120 0.14393 0.13896 -0.0841 0.0548 1.0000
17.500 1.3769 0.15674 0.15200 -0.0933 0.0561 1.0000
17.750 1.3429 0.17098 0.16636 -0.1035 0.0575 1.0000
18.000 1.3216 0.18298 0.17842 -0.1112 0.0586 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il)