GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 88.3 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe198-il-200000.txt Download as CSV file: xf-goe198-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2835 0.12056 0.11706 -0.0302 1.0000 0.0307
-9.500 -0.2915 0.11956 0.11611 -0.0273 1.0000 0.0309
-9.250 -0.2986 0.11844 0.11504 -0.0249 1.0000 0.0312
-9.000 -0.3023 0.11694 0.11357 -0.0235 0.9997 0.0316
-8.750 -0.2863 0.11337 0.10998 -0.0272 0.9970 0.0324
-8.500 -0.2694 0.10980 0.10640 -0.0314 0.9943 0.0333
-8.250 -0.2542 0.10672 0.10332 -0.0360 0.9901 0.0346
-8.000 -0.2425 0.10542 0.10201 -0.0448 0.9837 0.0352
-7.750 -0.2248 0.10231 0.09891 -0.0534 0.9764 0.0353
-7.500 -0.2089 0.09671 0.09330 -0.0503 0.9756 0.0357
-7.250 -0.1877 0.09257 0.08915 -0.0530 0.9730 0.0363
-7.000 -0.1624 0.08871 0.08527 -0.0582 0.9706 0.0372
-6.750 -0.1456 0.08572 0.08227 -0.0616 0.9642 0.0380
-6.500 -0.1187 0.08207 0.07860 -0.0679 0.9602 0.0394
-6.250 -0.0536 0.07882 0.07516 -0.0924 0.9563 0.0417
-6.000 -0.0463 0.07499 0.07138 -0.0905 0.9503 0.0420
-5.750 -0.0304 0.07122 0.06762 -0.0899 0.9471 0.0425
-5.500 -0.0045 0.06783 0.06421 -0.0931 0.9442 0.0434
-5.250 0.0278 0.06449 0.06083 -0.0985 0.9417 0.0448
-5.000 0.0497 0.06203 0.05834 -0.1017 0.9347 0.0464
-4.750 0.1200 0.05898 0.05497 -0.1197 0.9298 0.0493
-4.500 0.1333 0.05505 0.05112 -0.1184 0.9269 0.0500
-4.250 0.1501 0.05269 0.04878 -0.1182 0.9208 0.0510
-4.000 0.1771 0.05026 0.04630 -0.1206 0.9148 0.0527
-3.750 0.2150 0.04752 0.04344 -0.1254 0.9106 0.0555
-3.500 0.2679 0.04500 0.04057 -0.1338 0.9028 0.0584
-3.250 0.2869 0.04214 0.03776 -0.1336 0.8969 0.0592
-3.000 0.3104 0.04008 0.03567 -0.1342 0.8910 0.0607
-2.750 0.3384 0.03822 0.03374 -0.1356 0.8837 0.0633
-2.500 0.3894 0.03628 0.03132 -0.1407 0.8791 0.0687
-2.250 0.4082 0.03395 0.02910 -0.1405 0.8708 0.0700
-2.000 0.4346 0.03224 0.02735 -0.1410 0.8646 0.0727
-1.750 0.4785 0.03194 0.02648 -0.1432 0.8577 0.0798
-1.500 0.5018 0.02882 0.02349 -0.1439 0.8504 0.0813
-1.250 0.5287 0.02724 0.02188 -0.1441 0.8438 0.0839
-0.750 0.5910 0.02438 0.01864 -0.1453 0.8289 0.0955
-0.500 0.6192 0.02331 0.01750 -0.1455 0.8187 0.1019
-0.250 0.6494 0.02196 0.01597 -0.1458 0.8105 0.1109
0.000 0.6781 0.02094 0.01485 -0.1460 0.8009 0.1260
0.750 0.7753 0.01692 0.00985 -0.1453 0.7711 0.0739
1.000 0.8052 0.01628 0.00885 -0.1446 0.7596 0.0679
1.250 0.8338 0.01549 0.00793 -0.1443 0.7478 0.0678
1.500 0.8618 0.01475 0.00715 -0.1441 0.7350 0.0713
1.750 0.8894 0.01433 0.00667 -0.1436 0.7194 0.0746
2.000 0.9167 0.01396 0.00623 -0.1431 0.7012 0.0775
2.250 0.9440 0.01355 0.00580 -0.1427 0.6816 0.0828
2.500 0.9712 0.01327 0.00550 -0.1424 0.6619 0.0961
2.750 0.9987 0.01297 0.00524 -0.1422 0.6432 0.1458
3.000 1.0177 0.01162 0.00522 -0.1401 0.6261 1.0000
3.250 1.0440 0.01186 0.00525 -0.1396 0.6080 1.0000
3.500 1.0700 0.01212 0.00535 -0.1391 0.5898 1.0000
3.750 1.0958 0.01241 0.00549 -0.1387 0.5720 1.0000
4.000 1.1213 0.01272 0.00568 -0.1382 0.5544 1.0000
4.250 1.1463 0.01307 0.00590 -0.1376 0.5350 1.0000
4.500 1.1708 0.01344 0.00614 -0.1370 0.5151 1.0000
4.750 1.1951 0.01381 0.00640 -0.1363 0.4952 1.0000
5.000 1.2193 0.01413 0.00668 -0.1357 0.4732 1.0000
5.250 1.2429 0.01449 0.00695 -0.1350 0.4503 1.0000
5.500 1.2662 0.01485 0.00722 -0.1342 0.4269 1.0000
5.750 1.2890 0.01526 0.00753 -0.1334 0.4048 1.0000
6.000 1.3114 0.01571 0.00789 -0.1325 0.3871 1.0000
6.250 1.3338 0.01618 0.00829 -0.1317 0.3725 1.0000
6.500 1.3563 0.01665 0.00872 -0.1308 0.3599 1.0000
6.750 1.3780 0.01717 0.00918 -0.1299 0.3468 1.0000
7.000 1.3995 0.01770 0.00968 -0.1290 0.3364 1.0000
7.250 1.4217 0.01816 0.01017 -0.1281 0.3263 1.0000
7.500 1.4434 0.01864 0.01068 -0.1272 0.3170 1.0000
8.000 1.4846 0.01963 0.01174 -0.1250 0.2941 1.0000
8.250 1.5041 0.02011 0.01227 -0.1237 0.2795 1.0000
8.500 1.5223 0.02063 0.01281 -0.1222 0.2618 1.0000
8.750 1.5386 0.02122 0.01339 -0.1204 0.2352 1.0000
9.000 1.5453 0.02237 0.01426 -0.1173 0.1827 1.0000
9.250 1.5428 0.02409 0.01563 -0.1129 0.1362 1.0000
9.500 1.5445 0.02571 0.01707 -0.1093 0.1088 1.0000
9.750 1.5504 0.02712 0.01842 -0.1065 0.0973 1.0000
10.000 1.5567 0.02853 0.01983 -0.1039 0.0908 1.0000
10.250 1.5644 0.02988 0.02125 -0.1016 0.0864 1.0000
10.500 1.5688 0.03152 0.02295 -0.0992 0.0825 1.0000
10.750 1.5728 0.03324 0.02474 -0.0968 0.0793 1.0000
11.000 1.5782 0.03490 0.02652 -0.0947 0.0765 1.0000
11.250 1.5806 0.03687 0.02857 -0.0926 0.0737 1.0000
11.500 1.5782 0.03931 0.03105 -0.0901 0.0710 1.0000
11.750 1.5769 0.04174 0.03357 -0.0880 0.0686 1.0000
12.000 1.5792 0.04393 0.03590 -0.0862 0.0659 1.0000
12.250 1.5776 0.04653 0.03861 -0.0844 0.0630 1.0000
12.500 1.5705 0.04974 0.04181 -0.0822 0.0600 1.0000
12.750 1.5690 0.05252 0.04473 -0.0805 0.0564 1.0000
13.000 1.5667 0.05543 0.04772 -0.0790 0.0524 1.0000
13.250 1.5642 0.05839 0.05062 -0.0768 0.0484 1.0000
13.500 1.5634 0.06129 0.05372 -0.0760 0.0450 1.0000
13.750 1.5643 0.06400 0.05647 -0.0750 0.0424 1.0000
14.000 1.5686 0.06635 0.05881 -0.0733 0.0400 1.0000
14.250 1.5692 0.06929 0.06198 -0.0728 0.0382 1.0000
14.500 1.5701 0.07221 0.06505 -0.0722 0.0364 1.0000
14.750 1.5712 0.07511 0.06803 -0.0719 0.0351 1.0000
15.000 1.5733 0.07785 0.07078 -0.0715 0.0339 1.0000
15.250 1.5745 0.08084 0.07391 -0.0709 0.0327 1.0000
15.500 1.5736 0.08425 0.07755 -0.0709 0.0316 1.0000
15.750 1.5727 0.08766 0.08114 -0.0709 0.0305 1.0000
16.000 1.5723 0.09102 0.08464 -0.0710 0.0297 1.0000
16.250 1.5715 0.09444 0.08819 -0.0714 0.0291 1.0000
16.500 1.5715 0.09776 0.09159 -0.0718 0.0285 1.0000
16.750 1.5730 0.10079 0.09467 -0.0720 0.0279 1.0000
17.000 1.5723 0.10421 0.09823 -0.0718 0.0274 1.0000
17.250 1.5653 0.10894 0.10322 -0.0729 0.0270 1.0000
17.500 1.5566 0.11406 0.10861 -0.0743 0.0267 1.0000
17.750 1.5461 0.11965 0.11445 -0.0764 0.0264 1.0000
18.000 1.5342 0.12564 0.12070 -0.0790 0.0261 1.0000
18.250 1.5208 0.13214 0.12744 -0.0822 0.0259 1.0000
18.500 1.5056 0.13923 0.13476 -0.0861 0.0258 1.0000
18.750 1.4885 0.14706 0.14283 -0.0909 0.0257 1.0000
19.000 1.4685 0.15602 0.15204 -0.0967 0.0257 1.0000
19.250 1.4454 0.16632 0.16258 -0.1039 0.0259 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il)