GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.22 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe198-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe198-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2739 0.12146 0.11458 -0.0316 1.0000 0.0983
-8.750 -0.2786 0.12011 0.11330 -0.0299 1.0000 0.1002
-8.500 -0.2857 0.11912 0.11240 -0.0280 1.0000 0.1018
-8.250 -0.2959 0.11859 0.11196 -0.0259 1.0000 0.1033
-8.000 -0.3099 0.11863 0.11211 -0.0236 1.0000 0.1044
-7.750 -0.3263 0.11904 0.11263 -0.0213 1.0000 0.1050
-7.500 -0.3388 0.11958 0.11327 -0.0214 1.0000 0.1056
-7.250 -0.3475 0.12036 0.11413 -0.0237 1.0000 0.1060
-7.000 -0.3375 0.11278 0.10659 -0.0181 1.0000 0.1079
-6.750 -0.3353 0.10957 0.10343 -0.0160 1.0000 0.1101
-6.500 -0.3361 0.10740 0.10131 -0.0149 1.0000 0.1124
-6.250 -0.3371 0.10552 0.09948 -0.0145 1.0000 0.1150
-6.000 -0.3371 0.10411 0.09812 -0.0157 1.0000 0.1182
-5.750 -0.3291 0.10531 0.09930 -0.0246 1.0000 0.1208
-5.500 -0.3293 0.10028 0.09435 -0.0202 1.0000 0.1224
-5.250 -0.3274 0.09681 0.09094 -0.0171 1.0000 0.1255
-5.000 -0.3217 0.09443 0.08859 -0.0173 1.0000 0.1297
-4.750 -0.2955 0.09478 0.08882 -0.0289 1.0000 0.1362
-4.500 -0.2945 0.09038 0.08452 -0.0258 1.0000 0.1378
-4.250 -0.2911 0.08711 0.08131 -0.0233 1.0000 0.1411
-4.000 -0.2788 0.08480 0.07900 -0.0249 1.0000 0.1470
-3.750 -0.2521 0.08294 0.07705 -0.0324 1.0000 0.1534
-3.500 -0.2471 0.07979 0.07397 -0.0302 1.0000 0.1575
-3.250 -0.2124 0.07867 0.07269 -0.0390 1.0000 0.1687
-3.000 -0.2092 0.07519 0.06932 -0.0361 1.0000 0.1727
-2.750 -0.1809 0.07354 0.06757 -0.0418 1.0000 0.1857
-2.500 -0.1558 0.07205 0.06600 -0.0459 1.0000 0.2009
-2.250 -0.1510 0.06894 0.06300 -0.0434 1.0000 0.2083
-2.000 -0.1297 0.06703 0.06107 -0.0461 1.0000 0.2237
-1.750 -0.1083 0.06525 0.05928 -0.0485 1.0000 0.2414
-1.500 -0.0819 0.06379 0.05774 -0.0525 1.0000 0.2665
-1.250 -0.0502 0.06146 0.05542 -0.0561 0.9955 0.2995
-1.000 -0.0104 0.05897 0.05294 -0.0606 0.9863 0.3620
-0.500 0.0413 0.05332 0.04753 -0.0601 0.9689 0.5266
0.000 0.1080 0.04821 0.04258 -0.0616 0.9443 0.6600
0.250 0.1727 0.04623 0.04054 -0.0699 0.9278 0.6971
0.500 0.3411 0.04772 0.04096 -0.1070 0.9030 0.5331
0.750 0.4457 0.04973 0.04160 -0.1241 0.8859 0.2992
1.000 0.5043 0.04961 0.04076 -0.1291 0.8734 0.2319
1.250 0.5643 0.04864 0.03928 -0.1340 0.8624 0.1994
1.500 0.5997 0.04814 0.03856 -0.1354 0.8485 0.1878
1.750 0.6355 0.04795 0.03810 -0.1366 0.8347 0.1812
2.000 0.6721 0.04777 0.03761 -0.1377 0.8210 0.1829
2.250 0.7100 0.04733 0.03697 -0.1387 0.8077 0.1875
2.500 0.7538 0.04660 0.03610 -0.1401 0.7957 0.1941
2.750 0.7958 0.04585 0.03531 -0.1413 0.7830 0.2152
3.000 0.8294 0.04539 0.03499 -0.1416 0.7682 0.2502
3.250 0.8583 0.04369 0.03470 -0.1410 0.7537 1.0000
3.500 0.8903 0.04393 0.03433 -0.1403 0.7386 1.0000
3.750 0.9220 0.04402 0.03421 -0.1400 0.7233 1.0000
4.000 0.9536 0.04405 0.03411 -0.1396 0.7082 1.0000
4.250 0.9839 0.04414 0.03414 -0.1391 0.6934 1.0000
4.750 1.0430 0.04435 0.03429 -0.1379 0.6665 1.0000
5.000 1.0891 0.04299 0.03292 -0.1383 0.6577 1.0000
5.250 1.1083 0.04400 0.03395 -0.1370 0.6433 1.0000
5.500 1.1240 0.04546 0.03544 -0.1357 0.6296 1.0000
5.750 1.1422 0.04673 0.03676 -0.1345 0.6171 1.0000
6.000 1.2063 0.04330 0.03335 -0.1354 0.6098 1.0000
6.250 1.2235 0.04433 0.03445 -0.1338 0.5957 1.0000
6.500 1.2417 0.04524 0.03543 -0.1321 0.5819 1.0000
6.750 1.2688 0.04519 0.03547 -0.1309 0.5687 1.0000
7.000 1.3078 0.04395 0.03427 -0.1302 0.5558 1.0000
7.250 1.3498 0.04242 0.03274 -0.1298 0.5418 1.0000
7.500 1.3923 0.04113 0.03146 -0.1297 0.5286 1.0000
7.750 1.3987 0.04313 0.03367 -0.1273 0.5156 1.0000
8.000 1.4082 0.04503 0.03575 -0.1253 0.5043 1.0000
8.250 1.4425 0.04480 0.03560 -0.1250 0.4936 1.0000
8.500 1.4680 0.04500 0.03596 -0.1238 0.4807 1.0000
8.750 1.4725 0.04685 0.03803 -0.1211 0.4680 1.0000
9.000 1.4875 0.04779 0.03915 -0.1190 0.4553 1.0000
9.250 1.5125 0.04731 0.03880 -0.1172 0.4392 1.0000
9.500 1.5601 0.04404 0.03546 -0.1165 0.4158 1.0000
9.750 1.5702 0.04448 0.03610 -0.1134 0.3982 1.0000
10.000 1.5801 0.04477 0.03655 -0.1101 0.3783 1.0000
10.250 1.5979 0.04412 0.03584 -0.1070 0.3508 1.0000
10.500 1.6001 0.04471 0.03637 -0.1024 0.3182 1.0000
10.750 1.5912 0.04627 0.03781 -0.0969 0.2849 1.0000
11.000 1.5809 0.04793 0.03927 -0.0915 0.2572 1.0000
11.250 1.5673 0.05037 0.04177 -0.0868 0.2370 1.0000
11.500 1.5636 0.05261 0.04397 -0.0833 0.2195 1.0000
11.750 1.5649 0.05486 0.04618 -0.0806 0.2049 1.0000
12.000 1.5644 0.05719 0.04850 -0.0780 0.1922 1.0000
12.250 1.5617 0.05959 0.05085 -0.0755 0.1801 1.0000
12.500 1.5603 0.06203 0.05320 -0.0734 0.1683 1.0000
12.750 1.5626 0.06448 0.05553 -0.0715 0.1562 1.0000
13.000 1.5555 0.06803 0.05933 -0.0696 0.1480 1.0000
13.250 1.5579 0.07127 0.06264 -0.0679 0.1388 1.0000
13.500 1.5697 0.07408 0.06535 -0.0664 0.1284 1.0000
13.750 1.5545 0.07881 0.07048 -0.0650 0.1248 1.0000
14.000 1.5700 0.08168 0.07323 -0.0637 0.1159 1.0000
14.250 1.5479 0.08708 0.07904 -0.0628 0.1146 1.0000
14.500 1.5242 0.09307 0.08538 -0.0628 0.1137 1.0000
14.750 1.4978 0.09980 0.09245 -0.0637 0.1134 1.0000
15.000 1.4680 0.10753 0.10048 -0.0658 0.1138 1.0000
15.250 1.4354 0.11644 0.10964 -0.0693 0.1148 1.0000
15.500 1.4031 0.12641 0.11980 -0.0741 0.1160 1.0000
15.750 1.1876 0.19824 0.19128 -0.1251 0.1739 1.0000
16.000 1.1891 0.20433 0.19739 -0.1279 0.1733 1.0000
16.250 1.1956 0.20967 0.20276 -0.1295 0.1708 1.0000
16.500 0.8426 0.20138 0.19482 -0.1022 0.2717 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il)