GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 298 AIRFOIL (goe298-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.13 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe298-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe298-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2845 0.10974 0.10243 -0.0311 1.0000 0.1512
-8.000 -0.2960 0.10820 0.10103 -0.0312 1.0000 0.1514
-7.750 -0.3141 0.10729 0.10028 -0.0292 1.0000 0.1515
-7.500 -0.2827 0.10220 0.09522 -0.0271 1.0000 0.1535
-7.250 -0.2873 0.10083 0.09396 -0.0239 1.0000 0.1553
-6.750 -0.2699 0.08870 0.08166 -0.0438 0.9678 0.1238
-6.500 -0.2439 0.08494 0.07785 -0.0456 0.9587 0.1195
-6.250 -0.2222 0.08037 0.07322 -0.0521 0.9480 0.1184
-6.000 -0.1994 0.07578 0.06854 -0.0592 0.9375 0.1190
-5.750 -0.1793 0.07149 0.06415 -0.0650 0.9257 0.1189
-5.500 -0.1566 0.06709 0.05961 -0.0708 0.9156 0.1184
-5.250 -0.1327 0.06264 0.05496 -0.0770 0.9054 0.1201
-5.000 -0.1108 0.05816 0.05021 -0.0824 0.8939 0.1216
-4.750 -0.0818 0.05284 0.04439 -0.0892 0.8857 0.1231
-4.500 -0.0618 0.05183 0.04350 -0.0884 0.8742 0.1252
-4.250 -0.0358 0.04982 0.04136 -0.0899 0.8654 0.1279
-4.000 -0.0110 0.04722 0.03853 -0.0919 0.8552 0.1297
-3.750 0.0160 0.04465 0.03562 -0.0941 0.8465 0.1329
-3.500 0.0445 0.04176 0.03216 -0.0967 0.8375 0.1362
-3.250 0.0715 0.04022 0.03051 -0.0974 0.8299 0.1383
-3.000 0.0957 0.03929 0.02954 -0.0975 0.8205 0.1414
-2.750 0.1267 0.03786 0.02787 -0.0985 0.8145 0.1452
-2.500 0.1514 0.03664 0.02635 -0.0989 0.8042 0.1480
-2.250 0.1832 0.03527 0.02457 -0.1000 0.7978 0.1522
-2.000 0.2081 0.03464 0.02396 -0.0998 0.7890 0.1551
-1.750 0.2366 0.03385 0.02305 -0.1000 0.7814 0.1584
-1.500 0.2661 0.03307 0.02206 -0.1002 0.7739 0.1629
-1.250 0.2937 0.03242 0.02110 -0.1001 0.7640 0.1669
-1.000 0.3247 0.03153 0.02015 -0.1000 0.7572 0.1703
-0.750 0.3486 0.03124 0.01986 -0.0994 0.7455 0.1744
-0.500 0.3793 0.03057 0.01902 -0.0990 0.7384 0.1793
-0.250 0.4041 0.03037 0.01868 -0.0985 0.7278 0.1829
0.000 0.4331 0.02983 0.01809 -0.0979 0.7200 0.1876
0.250 0.4581 0.02964 0.01791 -0.0971 0.7096 0.1927
0.500 0.4872 0.02921 0.01735 -0.0964 0.7005 0.1978
0.750 0.5131 0.02907 0.01711 -0.0956 0.6897 0.2029
1.000 0.5407 0.02871 0.01682 -0.0949 0.6809 0.2096
1.250 0.5662 0.02865 0.01675 -0.0942 0.6713 0.2169
1.500 0.5930 0.02843 0.01654 -0.0934 0.6620 0.2239
1.750 0.6183 0.02833 0.01652 -0.0927 0.6520 0.2332
2.000 0.6450 0.02810 0.01637 -0.0919 0.6423 0.2465
2.250 0.6695 0.02805 0.01645 -0.0911 0.6310 0.2641
2.500 0.6977 0.02757 0.01617 -0.0904 0.6215 0.2947
2.750 0.7207 0.02724 0.01638 -0.0896 0.6086 0.3913
3.250 0.7674 0.02597 0.01600 -0.0857 0.5857 1.0000
3.500 0.7918 0.02622 0.01613 -0.0847 0.5716 1.0000
3.750 0.8179 0.02633 0.01609 -0.0838 0.5583 1.0000
4.000 0.8460 0.02629 0.01587 -0.0828 0.5455 1.0000
4.250 0.8693 0.02665 0.01617 -0.0818 0.5293 1.0000
4.500 0.8932 0.02699 0.01642 -0.0808 0.5132 1.0000
4.750 0.9175 0.02731 0.01663 -0.0798 0.4975 1.0000
5.000 0.9423 0.02760 0.01682 -0.0788 0.4823 1.0000
5.250 0.9656 0.02798 0.01711 -0.0777 0.4662 1.0000
5.500 0.9864 0.02849 0.01758 -0.0766 0.4487 1.0000
5.750 1.0070 0.02897 0.01800 -0.0753 0.4315 1.0000
6.000 1.0274 0.02943 0.01838 -0.0741 0.4147 1.0000
6.250 1.0476 0.02990 0.01876 -0.0728 0.3987 1.0000
6.500 1.0678 0.03042 0.01917 -0.0715 0.3840 1.0000
6.750 1.0882 0.03100 0.01962 -0.0703 0.3708 1.0000
7.000 1.1093 0.03158 0.02002 -0.0691 0.3592 1.0000
7.250 1.1293 0.03234 0.02070 -0.0680 0.3475 1.0000
7.500 1.1489 0.03319 0.02149 -0.0669 0.3365 1.0000
7.750 1.1711 0.03394 0.02208 -0.0659 0.3263 1.0000
8.000 1.1881 0.03504 0.02323 -0.0647 0.3157 1.0000
8.250 1.2117 0.03583 0.02387 -0.0640 0.3063 1.0000
8.500 1.2252 0.03712 0.02530 -0.0625 0.2962 1.0000
8.750 1.2476 0.03801 0.02607 -0.0617 0.2873 1.0000
9.000 1.2592 0.03942 0.02766 -0.0602 0.2783 1.0000
9.250 1.2775 0.04050 0.02872 -0.0591 0.2700 1.0000
9.500 1.2911 0.04185 0.03015 -0.0577 0.2624 1.0000
9.750 1.3018 0.04328 0.03169 -0.0561 0.2547 1.0000
10.000 1.3239 0.04417 0.03246 -0.0553 0.2483 1.0000
10.250 1.3227 0.04617 0.03474 -0.0528 0.2418 1.0000
10.500 1.3324 0.04770 0.03636 -0.0513 0.2360 1.0000
10.750 1.3551 0.04858 0.03714 -0.0506 0.2313 1.0000
11.000 1.3504 0.05121 0.04006 -0.0486 0.2264 1.0000
11.250 1.3522 0.05351 0.04253 -0.0472 0.2217 1.0000
11.500 1.3632 0.05511 0.04417 -0.0461 0.2176 1.0000
11.750 1.3796 0.05640 0.04544 -0.0452 0.2140 1.0000
12.000 1.3603 0.06068 0.05006 -0.0439 0.2104 1.0000
12.250 1.3459 0.06488 0.05450 -0.0433 0.2069 1.0000
12.500 1.3397 0.06846 0.05823 -0.0428 0.2038 1.0000
12.750 1.3469 0.07071 0.06055 -0.0423 0.2012 1.0000
13.000 1.3586 0.07258 0.06244 -0.0416 0.1989 1.0000
13.250 1.0821 0.12130 0.11196 -0.0638 0.1887 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 298 AIRFOIL (goe298-il)