Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 198 (L.F.G. 5294) AIRFOIL (goe198-il)