GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.33 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe298-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe298-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2839 0.10033 0.09490 -0.0307 1.0000 0.0720
-8.500 -0.2821 0.09684 0.09146 -0.0325 1.0000 0.0714
-8.250 -0.2823 0.09354 0.08823 -0.0341 1.0000 0.0711
-8.000 -0.2725 0.08964 0.08434 -0.0382 0.9757 0.0714
-7.750 -0.2591 0.08566 0.08034 -0.0429 0.9546 0.0726
-7.500 -0.2494 0.08118 0.07583 -0.0482 0.9363 0.0736
-7.000 -0.2357 0.07092 0.06542 -0.0606 0.9045 0.0746
-6.750 -0.2296 0.06419 0.05856 -0.0689 0.8897 0.0759
-6.500 -0.2116 0.06287 0.05722 -0.0691 0.8776 0.0771
-6.250 -0.1956 0.05978 0.05404 -0.0718 0.8664 0.0786
-5.750 -0.1656 0.04547 0.03903 -0.0860 0.8439 0.0835
-5.500 -0.1432 0.04458 0.03810 -0.0859 0.8345 0.0848
-5.000 -0.0984 0.03505 0.02753 -0.0922 0.8162 0.0915
-4.750 -0.0731 0.03454 0.02704 -0.0920 0.8066 0.0928
-4.500 -0.0476 0.03320 0.02554 -0.0922 0.7983 0.0947
-4.250 -0.0211 0.03094 0.02287 -0.0932 0.7898 0.0981
-4.000 0.0059 0.02891 0.02039 -0.0940 0.7815 0.1013
-3.750 0.0326 0.02824 0.01966 -0.0938 0.7736 0.1029
-3.500 0.0596 0.02743 0.01873 -0.0938 0.7639 0.1053
-3.250 0.0873 0.02626 0.01719 -0.0938 0.7556 0.1088
-3.000 0.1154 0.02511 0.01569 -0.0939 0.7452 0.1116
-2.750 0.1425 0.02453 0.01506 -0.0936 0.7371 0.1136
-2.500 0.1701 0.02404 0.01453 -0.0935 0.7267 0.1163
-2.250 0.1982 0.02341 0.01367 -0.0933 0.7188 0.1194
-2.000 0.2270 0.02279 0.01280 -0.0933 0.7096 0.1224
-1.750 0.2550 0.02225 0.01219 -0.0931 0.7017 0.1249
-1.500 0.2831 0.02187 0.01179 -0.0930 0.6948 0.1276
-1.250 0.3114 0.02150 0.01137 -0.0929 0.6862 0.1304
-1.000 0.3397 0.02113 0.01085 -0.0926 0.6788 0.1338
-0.750 0.3682 0.02083 0.01043 -0.0925 0.6696 0.1368
-0.500 0.3961 0.02041 0.01006 -0.0923 0.6619 0.1392
-0.250 0.4242 0.02015 0.00981 -0.0921 0.6550 0.1423
0.000 0.4524 0.01994 0.00961 -0.0920 0.6467 0.1459
0.250 0.4806 0.01970 0.00929 -0.0916 0.6398 0.1491
0.500 0.5086 0.01951 0.00910 -0.0914 0.6305 0.1519
0.750 0.5362 0.01923 0.00888 -0.0910 0.6220 0.1556
1.000 0.5637 0.01907 0.00879 -0.0907 0.6121 0.1596
1.250 0.5915 0.01891 0.00860 -0.0903 0.6038 0.1636
1.750 0.6462 0.01866 0.00843 -0.0895 0.5865 0.1727
2.000 0.6735 0.01860 0.00840 -0.0891 0.5769 0.1792
2.250 0.7008 0.01852 0.00831 -0.0886 0.5670 0.1862
2.500 0.7281 0.01848 0.00832 -0.0882 0.5561 0.1952
2.750 0.7556 0.01843 0.00827 -0.0878 0.5459 0.2098
3.000 0.7826 0.01838 0.00839 -0.0875 0.5333 0.2404
3.250 0.8095 0.01809 0.00849 -0.0873 0.5209 0.3690
3.750 0.8541 0.01710 0.00864 -0.0839 0.4923 1.0000
4.000 0.8800 0.01735 0.00878 -0.0834 0.4740 1.0000
4.250 0.9052 0.01760 0.00892 -0.0827 0.4510 1.0000
4.500 0.9298 0.01787 0.00906 -0.0820 0.4223 1.0000
4.750 0.9534 0.01822 0.00918 -0.0811 0.3926 1.0000
5.000 0.9762 0.01868 0.00938 -0.0802 0.3699 1.0000
5.250 0.9991 0.01920 0.00969 -0.0793 0.3543 1.0000
5.500 1.0219 0.01976 0.01008 -0.0785 0.3423 1.0000
5.750 1.0452 0.02030 0.01053 -0.0778 0.3316 1.0000
6.000 1.0681 0.02089 0.01100 -0.0770 0.3224 1.0000
6.250 1.0913 0.02144 0.01151 -0.0762 0.3133 1.0000
6.500 1.1135 0.02208 0.01202 -0.0754 0.3055 1.0000
6.750 1.1369 0.02259 0.01258 -0.0747 0.2973 1.0000
7.000 1.1588 0.02321 0.01315 -0.0739 0.2893 1.0000
7.250 1.1810 0.02380 0.01373 -0.0730 0.2815 1.0000
7.500 1.2024 0.02438 0.01433 -0.0721 0.2729 1.0000
7.750 1.2230 0.02503 0.01493 -0.0711 0.2654 1.0000
8.000 1.2437 0.02560 0.01559 -0.0702 0.2567 1.0000
8.250 1.2627 0.02627 0.01622 -0.0690 0.2493 1.0000
8.500 1.2822 0.02689 0.01694 -0.0679 0.2409 1.0000
8.750 1.2995 0.02760 0.01763 -0.0666 0.2332 1.0000
9.000 1.3168 0.02831 0.01840 -0.0653 0.2252 1.0000
9.250 1.3320 0.02908 0.01918 -0.0637 0.2177 1.0000
9.500 1.3457 0.02989 0.02002 -0.0619 0.2108 1.0000
9.750 1.3582 0.03075 0.02092 -0.0601 0.2040 1.0000
10.000 1.3694 0.03173 0.02185 -0.0583 0.1987 1.0000
10.250 1.3830 0.03272 0.02293 -0.0568 0.1928 1.0000
10.500 1.3948 0.03381 0.02405 -0.0553 0.1880 1.0000
10.750 1.4059 0.03498 0.02516 -0.0538 0.1843 1.0000
11.000 1.4191 0.03614 0.02643 -0.0526 0.1801 1.0000
11.250 1.4311 0.03737 0.02773 -0.0513 0.1763 1.0000
11.500 1.4419 0.03867 0.02904 -0.0501 0.1730 1.0000
11.750 1.4525 0.03999 0.03032 -0.0489 0.1701 1.0000
12.000 1.4628 0.04145 0.03192 -0.0478 0.1665 1.0000
12.250 1.4720 0.04297 0.03354 -0.0467 0.1632 1.0000
12.500 1.4803 0.04454 0.03515 -0.0457 0.1602 1.0000
12.750 1.4891 0.04608 0.03668 -0.0447 0.1575 1.0000
13.000 1.4968 0.04783 0.03854 -0.0437 0.1548 1.0000
13.250 1.5026 0.04978 0.04063 -0.0429 0.1519 1.0000
13.500 1.5082 0.05174 0.04270 -0.0422 0.1492 1.0000
13.750 1.5143 0.05366 0.04469 -0.0415 0.1469 1.0000
14.000 1.5213 0.05548 0.04653 -0.0408 0.1447 1.0000
14.250 1.5267 0.05755 0.04867 -0.0401 0.1425 1.0000
14.500 1.5265 0.06028 0.05161 -0.0398 0.1403 1.0000
14.750 1.5263 0.06303 0.05452 -0.0395 0.1379 1.0000
15.000 1.5265 0.06572 0.05733 -0.0393 0.1357 1.0000
15.250 1.5284 0.06825 0.05994 -0.0391 0.1337 1.0000
15.500 1.5335 0.07039 0.06210 -0.0388 0.1318 1.0000
15.750 1.5325 0.07341 0.06524 -0.0389 0.1300 1.0000
16.000 1.5216 0.07787 0.06996 -0.0397 0.1281 1.0000
16.250 1.5108 0.08248 0.07479 -0.0407 0.1260 1.0000
16.500 1.5018 0.08692 0.07938 -0.0419 0.1238 1.0000
16.750 1.4986 0.09053 0.08307 -0.0428 0.1215 1.0000
17.000 1.5063 0.09239 0.08489 -0.0428 0.1191 1.0000
17.250 1.4812 0.09980 0.09260 -0.0458 0.1174 1.0000
17.500 1.4479 0.10899 0.10210 -0.0501 0.1155 1.0000
17.750 1.4006 0.12140 0.11483 -0.0566 0.1136 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 298 AIRFOIL (goe298-il)