GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 65.51 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe298-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe298-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3329 0.09468 0.09070 -0.0314 0.9617 0.0493
-9.000 -0.3296 0.08946 0.08543 -0.0359 0.9334 0.0501
-8.000 -0.4271 0.03245 0.02696 -0.0893 0.8626 0.0622
-7.750 -0.3953 0.03549 0.03026 -0.0868 0.8525 0.0618
-7.500 -0.3650 0.03808 0.03300 -0.0848 0.8421 0.0614
-7.250 -0.3340 0.04212 0.03721 -0.0812 0.8323 0.0607
-7.000 -0.3358 0.02421 0.01745 -0.0920 0.8227 0.0690
-6.750 -0.3087 0.02426 0.01753 -0.0915 0.8135 0.0696
-6.500 -0.2812 0.02415 0.01741 -0.0913 0.8032 0.0704
-6.250 -0.2543 0.02378 0.01695 -0.0911 0.7943 0.0715
-6.000 -0.2276 0.02275 0.01569 -0.0912 0.7847 0.0736
-5.750 -0.2012 0.02135 0.01389 -0.0914 0.7765 0.0761
-5.500 -0.1731 0.02125 0.01380 -0.0912 0.7673 0.0770
-5.250 -0.1455 0.02101 0.01348 -0.0910 0.7589 0.0782
-5.000 -0.1174 0.02050 0.01282 -0.0910 0.7502 0.0801
-4.750 -0.0897 0.01948 0.01140 -0.0911 0.7407 0.0830
-4.500 -0.0616 0.01932 0.01123 -0.0909 0.7303 0.0841
-4.250 -0.0336 0.01913 0.01097 -0.0907 0.7201 0.0854
-4.000 -0.0051 0.01883 0.01058 -0.0906 0.7106 0.0873
-3.750 0.0235 0.01834 0.00985 -0.0906 0.7019 0.0899
-3.500 0.0521 0.01790 0.00927 -0.0905 0.6934 0.0917
-3.250 0.0806 0.01768 0.00905 -0.0905 0.6836 0.0932
-3.000 0.1092 0.01748 0.00879 -0.0904 0.6752 0.0950
-2.750 0.1382 0.01719 0.00841 -0.0904 0.6667 0.0974
-2.500 0.1671 0.01689 0.00792 -0.0903 0.6590 0.0996
-2.250 0.1960 0.01654 0.00756 -0.0903 0.6503 0.1014
-2.000 0.2246 0.01633 0.00734 -0.0903 0.6419 0.1033
-1.750 0.2535 0.01612 0.00712 -0.0902 0.6340 0.1054
-1.500 0.2824 0.01590 0.00683 -0.0902 0.6253 0.1076
-1.250 0.3113 0.01572 0.00655 -0.0901 0.6171 0.1098
-1.000 0.3402 0.01547 0.00626 -0.0900 0.6086 0.1119
-0.750 0.3687 0.01525 0.00605 -0.0899 0.6011 0.1138
-0.500 0.3976 0.01508 0.00590 -0.0899 0.5930 0.1160
-0.250 0.4262 0.01496 0.00574 -0.0898 0.5855 0.1184
0.000 0.4550 0.01483 0.00558 -0.0897 0.5779 0.1207
0.250 0.4838 0.01474 0.00544 -0.0896 0.5704 0.1226
0.500 0.5122 0.01458 0.00528 -0.0895 0.5640 0.1249
0.750 0.5409 0.01446 0.00522 -0.0895 0.5559 0.1274
1.000 0.5691 0.01441 0.00514 -0.0893 0.5466 0.1297
1.250 0.5977 0.01436 0.00510 -0.0892 0.5380 0.1322
1.500 0.6261 0.01435 0.00507 -0.0891 0.5295 0.1350
1.750 0.6545 0.01433 0.00505 -0.0890 0.5218 0.1378
2.000 0.6829 0.01428 0.00507 -0.0889 0.5124 0.1409
2.250 0.7110 0.01431 0.00509 -0.0887 0.5026 0.1443
2.500 0.7392 0.01433 0.00513 -0.0886 0.4900 0.1486
2.750 0.7672 0.01436 0.00519 -0.0884 0.4752 0.1539
3.000 0.7948 0.01440 0.00525 -0.0882 0.4546 0.1613
3.250 0.8217 0.01449 0.00529 -0.0879 0.4208 0.1716
3.500 0.8460 0.01478 0.00538 -0.0873 0.3718 0.1912
3.750 0.8700 0.01511 0.00565 -0.0868 0.3441 0.2447
4.000 0.8944 0.01501 0.00601 -0.0866 0.3285 0.4565
4.250 0.9101 0.01422 0.00621 -0.0834 0.3196 1.0000
4.500 0.9360 0.01459 0.00648 -0.0830 0.3115 1.0000
4.750 0.9615 0.01498 0.00677 -0.0826 0.3048 1.0000
5.000 0.9880 0.01528 0.00704 -0.0823 0.2982 1.0000
5.250 1.0135 0.01566 0.00735 -0.0818 0.2913 1.0000
5.500 1.0386 0.01606 0.00769 -0.0813 0.2851 1.0000
5.750 1.0649 0.01635 0.00798 -0.0810 0.2786 1.0000
6.000 1.0900 0.01671 0.00831 -0.0805 0.2720 1.0000
6.250 1.1145 0.01713 0.00867 -0.0800 0.2662 1.0000
6.500 1.1403 0.01741 0.00899 -0.0796 0.2599 1.0000
6.750 1.1648 0.01778 0.00934 -0.0790 0.2530 1.0000
7.000 1.1887 0.01818 0.00972 -0.0784 0.2464 1.0000
7.250 1.2131 0.01853 0.01008 -0.0778 0.2385 1.0000
7.500 1.2357 0.01898 0.01049 -0.0771 0.2306 1.0000
7.750 1.2593 0.01935 0.01089 -0.0764 0.2215 1.0000
8.000 1.2809 0.01984 0.01134 -0.0755 0.2127 1.0000
8.250 1.3025 0.02031 0.01181 -0.0746 0.2030 1.0000
8.500 1.3228 0.02085 0.01232 -0.0736 0.1941 1.0000
8.750 1.3412 0.02147 0.01290 -0.0723 0.1851 1.0000
9.000 1.3596 0.02208 0.01351 -0.0711 0.1767 1.0000
9.250 1.3749 0.02283 0.01421 -0.0694 0.1696 1.0000
9.500 1.3893 0.02351 0.01491 -0.0676 0.1631 1.0000
9.750 1.4009 0.02439 0.01575 -0.0656 0.1576 1.0000
10.000 1.4145 0.02523 0.01661 -0.0639 0.1526 1.0000
10.250 1.4271 0.02617 0.01758 -0.0623 0.1480 1.0000
10.500 1.4376 0.02731 0.01869 -0.0607 0.1442 1.0000
10.750 1.4505 0.02833 0.01976 -0.0594 0.1411 1.0000
11.000 1.4633 0.02940 0.02088 -0.0582 0.1381 1.0000
11.250 1.4746 0.03060 0.02212 -0.0569 0.1354 1.0000
11.500 1.4844 0.03194 0.02349 -0.0557 0.1329 1.0000
11.750 1.4930 0.03343 0.02498 -0.0545 0.1308 1.0000
12.000 1.5053 0.03465 0.02629 -0.0535 0.1289 1.0000
12.250 1.5165 0.03599 0.02771 -0.0526 0.1269 1.0000
12.500 1.5267 0.03744 0.02923 -0.0516 0.1250 1.0000
12.750 1.5357 0.03901 0.03086 -0.0508 0.1232 1.0000
13.000 1.5432 0.04074 0.03263 -0.0499 0.1213 1.0000
13.250 1.5492 0.04263 0.03454 -0.0491 0.1195 1.0000
13.500 1.5576 0.04434 0.03633 -0.0484 0.1178 1.0000
13.750 1.5662 0.04604 0.03814 -0.0477 0.1161 1.0000
14.000 1.5739 0.04785 0.04005 -0.0471 0.1145 1.0000
14.250 1.5803 0.04980 0.04210 -0.0466 0.1128 1.0000
14.500 1.5856 0.05189 0.04426 -0.0461 0.1113 1.0000
14.750 1.5892 0.05415 0.04658 -0.0456 0.1097 1.0000
15.000 1.5915 0.05659 0.04904 -0.0452 0.1080 1.0000
15.250 1.5964 0.05888 0.05145 -0.0450 0.1064 1.0000
15.500 1.6011 0.06123 0.05394 -0.0449 0.1048 1.0000
15.750 1.6045 0.06378 0.05662 -0.0449 0.1031 1.0000
16.000 1.6064 0.06657 0.05952 -0.0450 0.1012 1.0000
16.250 1.6061 0.06969 0.06270 -0.0453 0.0992 1.0000
16.500 1.6045 0.07297 0.06602 -0.0457 0.0974 1.0000
16.750 1.6056 0.07605 0.06928 -0.0462 0.0956 1.0000
17.000 1.6052 0.07940 0.07278 -0.0468 0.0934 1.0000
17.250 1.6029 0.08303 0.07655 -0.0475 0.0913 1.0000
17.500 1.5987 0.08698 0.08059 -0.0485 0.0893 1.0000
17.750 1.5932 0.09116 0.08485 -0.0496 0.0875 1.0000
18.000 1.5890 0.09527 0.08915 -0.0508 0.0849 1.0000
18.250 1.5818 0.09990 0.09393 -0.0523 0.0823 1.0000
18.500 1.5716 0.10509 0.09922 -0.0543 0.0799 1.0000
18.750 1.5625 0.11023 0.10452 -0.0562 0.0769 1.0000
19.000 1.5505 0.11595 0.11038 -0.0587 0.0737 1.0000
19.250 1.5362 0.12219 0.11675 -0.0615 0.0706 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 298 AIRFOIL (goe298-il)