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

GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 298 AIRFOIL (goe298-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 71.68 at α=4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe298-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-goe298-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.2595   0.09655   0.09293  -0.0303   1.0000   0.0879
  -8.000  -0.2593   0.09423   0.09068  -0.0320   0.9976   0.0901
  -7.750  -0.2625   0.08701   0.08345  -0.0491   0.9681   0.0926
  -7.500  -0.2349   0.08409   0.08051  -0.0480   0.9591   0.0932
  -7.250  -0.2119   0.08132   0.07773  -0.0488   0.9464   0.0942
  -7.000  -0.1975   0.07875   0.07513  -0.0499   0.9307   0.0957
  -6.750  -0.2031   0.07002   0.06614  -0.0732   0.9068   0.1018
  -6.500  -0.1902   0.06811   0.06426  -0.0692   0.8963   0.1023
  -6.250  -0.1766   0.06644   0.06259  -0.0664   0.8852   0.1030
  -6.000  -0.1618   0.06459   0.06073  -0.0653   0.8739   0.1040
  -5.750  -0.1410   0.05647   0.05206  -0.0829   0.8624   0.1125
  -5.500  -0.1254   0.05432   0.05003  -0.0804   0.8518   0.1132
  -5.250  -0.1089   0.05297   0.04871  -0.0781   0.8426   0.1141
  -5.000  -0.0905   0.05149   0.04723  -0.0771   0.8314   0.1156
  -4.750  -0.0625   0.04550   0.04069  -0.0860   0.8220   0.1252
  -4.500  -0.0432   0.04392   0.03918  -0.0846   0.8110   0.1264
  -4.250  -0.0159   0.03348   0.02777  -0.0916   0.8034   0.1133
  -4.000   0.0091   0.03113   0.02525  -0.0920   0.7926   0.1138
  -3.750   0.0344   0.03222   0.02639  -0.0911   0.7823   0.1258
  -3.500   0.0593   0.03081   0.02495  -0.0910   0.7721   0.1272
  -3.250   0.0887   0.02623   0.01975  -0.0926   0.7638   0.1181
  -3.000   0.1172   0.02445   0.01763  -0.0930   0.7538   0.1201
  -2.750   0.1461   0.02297   0.01575  -0.0932   0.7456   0.1223
  -2.500   0.1755   0.02178   0.01419  -0.0935   0.7358   0.1251
  -2.250   0.2030   0.02082   0.01317  -0.0935   0.7282   0.1273
  -2.000   0.2314   0.02033   0.01268  -0.0935   0.7189   0.1300
  -1.750   0.2602   0.01980   0.01199  -0.0935   0.7111   0.1331
  -1.500   0.2896   0.01928   0.01126  -0.0935   0.7038   0.1359
  -1.250   0.3192   0.01891   0.01070  -0.0935   0.6958   0.1382
  -1.000   0.3475   0.01805   0.00980  -0.0935   0.6894   0.1414
  -0.750   0.3763   0.01770   0.00945  -0.0935   0.6817   0.1443
  -0.500   0.4053   0.01737   0.00907  -0.0934   0.6742   0.1473
  -0.250   0.4343   0.01713   0.00869  -0.0932   0.6682   0.1506
   0.000   0.4635   0.01694   0.00845  -0.0932   0.6606   0.1529
   0.250   0.4921   0.01634   0.00786  -0.0931   0.6532   0.1561
   0.500   0.5208   0.01610   0.00760  -0.0929   0.6472   0.1596
   0.750   0.5496   0.01587   0.00743  -0.0928   0.6389   0.1631
   1.000   0.5784   0.01567   0.00718  -0.0926   0.6318   0.1664
   1.250   0.6071   0.01556   0.00704  -0.0924   0.6245   0.1696
   1.500   0.6355   0.01517   0.00676  -0.0923   0.6160   0.1740
   1.750   0.6640   0.01501   0.00657  -0.0920   0.6089   0.1784
   2.000   0.6925   0.01487   0.00652  -0.0919   0.5995   0.1836
   2.250   0.7209   0.01472   0.00633  -0.0916   0.5909   0.1895
   2.500   0.7490   0.01455   0.00629  -0.0914   0.5796   0.1971
   2.750   0.7771   0.01446   0.00617  -0.0911   0.5679   0.2067
   3.000   0.8048   0.01433   0.00607  -0.0907   0.5538   0.2245
   3.250   0.8322   0.01394   0.00611  -0.0906   0.5373   0.3280
   3.500   0.8486   0.01255   0.00606  -0.0874   0.5208   1.0000
   3.750   0.8755   0.01272   0.00607  -0.0869   0.5004   1.0000
   4.000   0.9020   0.01291   0.00612  -0.0864   0.4781   1.0000
   4.250   0.9284   0.01310   0.00621  -0.0859   0.4531   1.0000
   4.500   0.9545   0.01334   0.00631  -0.0854   0.4247   1.0000
   4.750   0.9798   0.01367   0.00645  -0.0849   0.3990   1.0000
   5.000   1.0046   0.01409   0.00668  -0.0843   0.3793   1.0000
   5.250   1.0291   0.01458   0.00699  -0.0837   0.3644   1.0000
   5.500   1.0533   0.01512   0.00736  -0.0830   0.3522   1.0000
   5.750   1.0784   0.01559   0.00776  -0.0826   0.3414   1.0000
   6.000   1.1026   0.01618   0.00820  -0.0820   0.3320   1.0000
   6.250   1.1277   0.01662   0.00864  -0.0815   0.3230   1.0000
   6.500   1.1519   0.01728   0.00913  -0.0809   0.3145   1.0000
   6.750   1.1768   0.01766   0.00958  -0.0804   0.3062   1.0000
   7.000   1.2006   0.01827   0.01008  -0.0798   0.2978   1.0000
   7.250   1.2246   0.01870   0.01057  -0.0792   0.2892   1.0000
   7.500   1.2476   0.01923   0.01104  -0.0784   0.2803   1.0000
   7.750   1.2704   0.01969   0.01155  -0.0777   0.2708   1.0000
   8.000   1.2920   0.02021   0.01201  -0.0767   0.2614   1.0000
   8.250   1.3134   0.02065   0.01252  -0.0758   0.2509   1.0000
   8.500   1.3332   0.02125   0.01305  -0.0746   0.2413   1.0000
   8.750   1.3529   0.02172   0.01358  -0.0735   0.2304   1.0000
   9.000   1.3713   0.02238   0.01421  -0.0721   0.2209   1.0000
   9.250   1.3885   0.02303   0.01481  -0.0707   0.2122   1.0000
   9.500   1.4057   0.02373   0.01553  -0.0692   0.2042   1.0000
   9.750   1.4209   0.02444   0.01620  -0.0675   0.1974   1.0000
  10.000   1.4344   0.02523   0.01698  -0.0656   0.1914   1.0000
  10.250   1.4481   0.02597   0.01776  -0.0638   0.1858   1.0000
  10.500   1.4609   0.02691   0.01861  -0.0620   0.1812   1.0000
  10.750   1.4757   0.02780   0.01956  -0.0605   0.1771   1.0000
  11.000   1.4899   0.02869   0.02051  -0.0590   0.1732   1.0000
  11.250   1.5035   0.02965   0.02148  -0.0576   0.1698   1.0000
  11.500   1.5187   0.03071   0.02244  -0.0564   0.1665   1.0000
  11.750   1.5328   0.03172   0.02356  -0.0551   0.1638   1.0000
  12.000   1.5463   0.03276   0.02469  -0.0539   0.1611   1.0000
  12.250   1.5595   0.03383   0.02583  -0.0526   0.1584   1.0000
  12.500   1.5722   0.03494   0.02695  -0.0515   0.1558   1.0000
  12.750   1.5891   0.03601   0.02791  -0.0505   0.1528   1.0000
  13.000   1.5995   0.03729   0.02933  -0.0493   0.1508   1.0000
  13.250   1.6100   0.03860   0.03078  -0.0481   0.1487   1.0000
  13.500   1.6206   0.03992   0.03220  -0.0470   0.1465   1.0000
  13.750   1.6311   0.04124   0.03358  -0.0460   0.1443   1.0000
  14.000   1.6420   0.04256   0.03491  -0.0450   0.1420   1.0000
  14.250   1.6589   0.04367   0.03595  -0.0441   0.1394   1.0000
  14.500   1.6616   0.04557   0.03807  -0.0431   0.1377   1.0000
  14.750   1.6650   0.04751   0.04016  -0.0422   0.1355   1.0000
  15.000   1.6694   0.04939   0.04215  -0.0415   0.1331   1.0000
  15.250   1.6756   0.05114   0.04395  -0.0408   0.1308   1.0000
  15.500   1.6864   0.05255   0.04532  -0.0400   0.1284   1.0000
  15.750   1.6890   0.05476   0.04765  -0.0393   0.1263   1.0000
  16.000   1.6854   0.05756   0.05066  -0.0390   0.1243   1.0000
  16.250   1.6837   0.06022   0.05347  -0.0387   0.1220   1.0000
  16.500   1.6847   0.06264   0.05597  -0.0386   0.1195   1.0000
  16.750   1.6908   0.06454   0.05783  -0.0382   0.1169   1.0000
  17.000   1.6862   0.06782   0.06128  -0.0384   0.1146   1.0000
  17.250   1.6766   0.07188   0.06556  -0.0392   0.1122   1.0000
  17.500   1.6714   0.07551   0.06931  -0.0399   0.1094   1.0000
  17.750   1.6719   0.07835   0.07214  -0.0404   0.1065   1.0000
  18.000   1.6627   0.08273   0.07668  -0.0416   0.1037   1.0000
  18.250   1.6482   0.08814   0.08232  -0.0435   0.1006   1.0000
  18.500   1.6406   0.09256   0.08680  -0.0451   0.0972   1.0000
  18.750   1.6286   0.09776   0.09211  -0.0471   0.0938   1.0000
  19.000   1.6100   0.10433   0.09890  -0.0500   0.0901   1.0000
  19.250   1.6031   0.10884   0.10335  -0.0519   0.0864   1.0000
<< Back to GOE 298 AIRFOIL (goe298-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 298 AIRFOIL (goe298-il)