GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.84 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe298-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe298-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 298 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 -0.2534 0.09828 0.09333 -0.0284 1.0000 0.1303
-7.500 -0.2766 0.09857 0.09377 -0.0238 1.0000 0.1313
-7.250 -0.3060 0.09934 0.09466 -0.0185 1.0000 0.1319
-7.000 -0.3042 0.09483 0.09009 -0.0427 0.9808 0.1383
-6.750 -0.2739 0.09035 0.08565 -0.0382 0.9779 0.1396
-6.500 -0.2424 0.08677 0.08206 -0.0388 0.9724 0.1424
-6.250 -0.2108 0.08285 0.07811 -0.0466 0.9650 0.1493
-6.000 -0.1858 0.07748 0.07267 -0.0594 0.9541 0.1553
-5.750 -0.1553 0.07444 0.06964 -0.0598 0.9475 0.1591
-5.500 -0.1238 0.06945 0.06444 -0.0767 0.9361 0.1709
-5.250 -0.1027 0.06678 0.06185 -0.0737 0.9266 0.1734
-5.000 -0.0722 0.06416 0.05920 -0.0761 0.9195 0.1814
-4.750 -0.0526 0.06073 0.05565 -0.0822 0.9063 0.1906
-4.500 -0.0295 0.05859 0.05352 -0.0818 0.8978 0.1960
-4.000 0.0106 0.05410 0.04892 -0.0852 0.8753 0.2152
-3.750 0.0349 0.05158 0.04626 -0.0883 0.8659 0.2295
-3.500 0.0575 0.05001 0.04452 -0.0909 0.8534 0.2465
-3.250 0.0763 0.04780 0.04238 -0.0883 0.8456 0.2520
-3.000 0.0962 0.04619 0.04070 -0.0889 0.8329 0.2696
-2.750 0.1203 0.04441 0.03882 -0.0891 0.8259 0.2888
-2.500 0.1408 0.04310 0.03749 -0.0892 0.8146 0.3083
-2.250 0.2126 0.03383 0.02640 -0.1037 0.8088 0.1863
-2.000 0.2395 0.03218 0.02456 -0.1041 0.7998 0.1856
-1.750 0.2680 0.03057 0.02272 -0.1043 0.7920 0.1847
-1.500 0.2983 0.02938 0.02118 -0.1042 0.7862 0.1862
-1.250 0.3259 0.02867 0.02024 -0.1044 0.7765 0.1875
-1.000 0.3541 0.02728 0.01874 -0.1042 0.7700 0.1900
-0.750 0.3807 0.02673 0.01821 -0.1039 0.7620 0.1938
-0.500 0.4087 0.02616 0.01754 -0.1037 0.7541 0.1970
-0.250 0.4384 0.02544 0.01660 -0.1030 0.7482 0.2005
0.000 0.4651 0.02522 0.01626 -0.1027 0.7377 0.2043
0.250 0.4940 0.02454 0.01546 -0.1022 0.7308 0.2075
0.500 0.5211 0.02416 0.01513 -0.1018 0.7233 0.2121
0.750 0.5483 0.02392 0.01488 -0.1013 0.7145 0.2175
1.000 0.5778 0.02344 0.01428 -0.1005 0.7081 0.2226
1.250 0.6034 0.02331 0.01423 -0.1000 0.6975 0.2274
1.500 0.6317 0.02283 0.01379 -0.0992 0.6899 0.2351
1.750 0.6580 0.02276 0.01375 -0.0986 0.6799 0.2428
2.000 0.6853 0.02227 0.01334 -0.0976 0.6708 0.2514
2.250 0.7112 0.02210 0.01323 -0.0966 0.6597 0.2644
2.500 0.7393 0.02158 0.01276 -0.0956 0.6497 0.2844
2.750 0.7654 0.02124 0.01268 -0.0948 0.6364 0.3231
3.000 0.7868 0.01922 0.01209 -0.0918 0.6264 1.0000
3.250 0.8142 0.01912 0.01177 -0.0908 0.6117 1.0000
3.500 0.8410 0.01907 0.01157 -0.0898 0.5953 1.0000
3.750 0.8679 0.01900 0.01134 -0.0888 0.5779 1.0000
4.000 0.8948 0.01896 0.01113 -0.0878 0.5589 1.0000
4.250 0.9213 0.01897 0.01094 -0.0868 0.5384 1.0000
4.500 0.9472 0.01908 0.01084 -0.0858 0.5173 1.0000
4.750 0.9726 0.01928 0.01088 -0.0849 0.4968 1.0000
5.000 0.9977 0.01955 0.01103 -0.0841 0.4776 1.0000
5.250 1.0226 0.01987 0.01126 -0.0834 0.4600 1.0000
5.500 1.0474 0.02019 0.01153 -0.0826 0.4435 1.0000
5.750 1.0721 0.02052 0.01179 -0.0819 0.4282 1.0000
6.000 1.0968 0.02087 0.01204 -0.0812 0.4140 1.0000
6.250 1.1213 0.02124 0.01229 -0.0805 0.4007 1.0000
6.500 1.1456 0.02168 0.01260 -0.0797 0.3875 1.0000
6.750 1.1691 0.02226 0.01311 -0.0790 0.3742 1.0000
7.000 1.1928 0.02292 0.01366 -0.0782 0.3615 1.0000
7.250 1.2170 0.02369 0.01423 -0.0776 0.3491 1.0000
7.500 1.2401 0.02450 0.01495 -0.0769 0.3360 1.0000
7.750 1.2623 0.02544 0.01587 -0.0760 0.3229 1.0000
8.000 1.2858 0.02648 0.01678 -0.0755 0.3107 1.0000
8.250 1.3092 0.02748 0.01767 -0.0748 0.2985 1.0000
8.500 1.3287 0.02856 0.01885 -0.0737 0.2865 1.0000
8.750 1.3534 0.02968 0.01978 -0.0733 0.2763 1.0000
9.000 1.3710 0.03063 0.02088 -0.0720 0.2660 1.0000
9.250 1.3947 0.03171 0.02184 -0.0715 0.2580 1.0000
9.500 1.4112 0.03274 0.02308 -0.0700 0.2499 1.0000
9.750 1.4364 0.03369 0.02389 -0.0697 0.2439 1.0000
10.000 1.4534 0.03501 0.02539 -0.0685 0.2382 1.0000
10.250 1.4708 0.03617 0.02670 -0.0672 0.2328 1.0000
10.500 1.4943 0.03713 0.02759 -0.0667 0.2283 1.0000
10.750 1.5154 0.03849 0.02898 -0.0661 0.2243 1.0000
11.000 1.5263 0.03999 0.03077 -0.0642 0.2201 1.0000
11.250 1.5412 0.04128 0.03221 -0.0629 0.2163 1.0000
11.500 1.5622 0.04228 0.03320 -0.0621 0.2128 1.0000
11.750 1.5860 0.04355 0.03439 -0.0619 0.2093 1.0000
12.000 1.5869 0.04542 0.03663 -0.0591 0.2062 1.0000
12.250 1.5916 0.04705 0.03848 -0.0569 0.2027 1.0000
12.500 1.6033 0.04812 0.03961 -0.0552 0.1991 1.0000
12.750 1.6390 0.04847 0.03970 -0.0561 0.1949 1.0000
13.000 1.6286 0.05075 0.04234 -0.0525 0.1927 1.0000
13.250 1.6138 0.05318 0.04507 -0.0486 0.1907 1.0000
13.500 1.6021 0.05579 0.04792 -0.0457 0.1886 1.0000
13.750 1.5942 0.05834 0.05065 -0.0435 0.1863 1.0000
14.000 1.6045 0.05957 0.05191 -0.0424 0.1833 1.0000
14.250 1.6398 0.05960 0.05176 -0.0425 0.1794 1.0000
14.500 1.6029 0.06428 0.05682 -0.0398 0.1784 1.0000
14.750 1.5560 0.07078 0.06369 -0.0385 0.1776 1.0000
15.000 1.4787 0.08208 0.07541 -0.0398 0.1781 1.0000
15.750 1.5524 0.08114 0.07433 -0.0368 0.1659 1.0000
16.000 0.7084 0.18155 0.17614 -0.0750 0.2169 1.0000
16.250 0.7333 0.18442 0.17903 -0.0739 0.2114 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 298 AIRFOIL (goe298-il)