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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 298 AIRFOIL (goe298-il)