XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 8K 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 -0.3228 0.13008 0.12354 -0.0669 0.9242 0.1094 -8.000 -0.3438 0.12847 0.12201 -0.0675 0.9212 0.1131 -7.750 -0.3739 0.12724 0.12090 -0.0661 0.9170 0.1139 -7.500 -0.3969 0.12540 0.11912 -0.0655 0.9131 0.1142 -7.250 -0.3773 0.12051 0.11423 -0.0643 0.9116 0.1164 -7.000 -0.4035 0.11216 0.10573 -0.0701 0.9081 0.0686 -6.750 -0.4017 0.10979 0.10340 -0.0660 0.9060 0.0671 -6.500 -0.4104 0.10664 0.10027 -0.0640 0.9031 0.0661 -6.250 -0.4156 0.10323 0.09684 -0.0632 0.9001 0.0650 -6.000 -0.4181 0.09934 0.09288 -0.0633 0.8973 0.0641 -5.750 -0.4182 0.09508 0.08851 -0.0640 0.8951 0.0643 -5.500 -0.4194 0.09115 0.08446 -0.0635 0.8931 0.0637 -5.250 -0.4247 0.08762 0.08082 -0.0615 0.8902 0.0629 -5.000 -0.4248 0.08360 0.07661 -0.0602 0.8872 0.0622 -4.750 -0.4200 0.07974 0.07250 -0.0593 0.8846 0.0620 -4.500 -0.4128 0.07621 0.06868 -0.0583 0.8826 0.0634 -4.250 -0.4032 0.07268 0.06475 -0.0572 0.8808 0.0648 -4.000 -0.3921 0.06917 0.06075 -0.0557 0.8788 0.0659 -3.750 -0.3892 0.06656 0.05777 -0.0523 0.8755 0.0664 -3.500 -0.3815 0.06392 0.05444 -0.0491 0.8728 0.0684 -3.250 -0.3707 0.06175 0.05212 -0.0471 0.8707 0.0711 -3.000 -0.3557 0.05994 0.05004 -0.0454 0.8684 0.0734 -2.750 -0.3370 0.05841 0.04809 -0.0441 0.8661 0.0777 -2.500 -0.3186 0.05676 0.04581 -0.0422 0.8638 0.0815 -2.250 -0.3082 0.05553 0.04399 -0.0389 0.8604 0.0837 -2.000 -0.2930 0.05421 0.04268 -0.0374 0.8575 0.0879 -1.750 -0.2719 0.05328 0.04146 -0.0364 0.8546 0.0916 -1.500 -0.2460 0.05259 0.04026 -0.0360 0.8520 0.0976 -1.250 -0.2148 0.05190 0.03930 -0.0369 0.8500 0.1015 -1.000 -0.1993 0.05128 0.03856 -0.0353 0.8457 0.1044 -0.750 -0.1757 0.05097 0.03804 -0.0350 0.8419 0.1112 -0.500 -0.1371 0.05086 0.03766 -0.0377 0.8391 0.1156 -0.250 -0.0953 0.05092 0.03756 -0.0411 0.8366 0.1198 0.000 -0.0680 0.05097 0.03745 -0.0417 0.8326 0.1252 0.250 -0.0447 0.05103 0.03741 -0.0417 0.8280 0.1321 0.500 -0.0135 0.05120 0.03750 -0.0430 0.8243 0.1413 0.750 0.0226 0.05148 0.03773 -0.0452 0.8214 0.1513 1.000 0.0421 0.05162 0.03785 -0.0446 0.8160 0.1629 1.250 0.0743 0.05167 0.03827 -0.0467 0.8117 0.2287 1.500 0.1993 0.05270 0.04119 -0.0692 0.8123 1.0000 1.750 0.2267 0.05327 0.04149 -0.0697 0.8083 1.0000 2.000 0.2460 0.05380 0.04183 -0.0688 0.8030 1.0000 2.250 0.2643 0.05433 0.04218 -0.0679 0.7971 1.0000 2.500 0.2933 0.05490 0.04257 -0.0686 0.7931 1.0000 2.750 0.3072 0.05545 0.04302 -0.0670 0.7865 1.0000 3.000 0.3299 0.05601 0.04345 -0.0668 0.7810 1.0000 3.250 0.3616 0.05657 0.04387 -0.0680 0.7774 1.0000 3.500 0.3698 0.05717 0.04443 -0.0656 0.7691 1.0000 3.750 0.3976 0.05772 0.04489 -0.0662 0.7645 1.0000 4.250 0.4356 0.05893 0.04600 -0.0647 0.7514 1.0000 4.500 0.4674 0.05945 0.04647 -0.0659 0.7478 1.0000 4.750 0.4738 0.06022 0.04724 -0.0635 0.7384 1.0000 5.000 0.5038 0.06069 0.04769 -0.0643 0.7340 1.0000 5.250 0.5139 0.06148 0.04850 -0.0625 0.7252 1.0000 5.500 0.5398 0.06203 0.04906 -0.0628 0.7200 1.0000 5.750 0.5548 0.06279 0.04984 -0.0616 0.7122 1.0000 6.000 0.5764 0.06341 0.05050 -0.0614 0.7058 1.0000 6.250 0.6081 0.06375 0.05089 -0.0624 0.7022 1.0000 6.500 0.6126 0.06481 0.05201 -0.0600 0.6914 1.0000 6.750 0.6429 0.06516 0.05244 -0.0608 0.6874 1.0000 7.000 0.6484 0.06628 0.05362 -0.0586 0.6768 1.0000 7.250 0.6773 0.06664 0.05407 -0.0592 0.6725 1.0000 7.500 0.6835 0.06780 0.05531 -0.0572 0.6619 1.0000 7.750 0.7129 0.06804 0.05568 -0.0578 0.6573 1.0000 8.000 0.7190 0.06924 0.05698 -0.0558 0.6465 1.0000 8.250 0.7489 0.06940 0.05727 -0.0564 0.6419 1.0000 8.500 0.7553 0.07058 0.05858 -0.0544 0.6304 1.0000 9.000 0.7956 0.07142 0.05973 -0.0532 0.6135 1.0000 9.250 0.8078 0.07215 0.06060 -0.0518 0.6019 1.0000 9.750 0.8533 0.07209 0.06090 -0.0505 0.5831 1.0000 10.000 0.8649 0.07292 0.06193 -0.0490 0.5710 1.0000 10.500 0.9090 0.07295 0.06238 -0.0476 0.5524 1.0000 10.750 0.9211 0.07372 0.06338 -0.0461 0.5397 1.0000 11.000 0.9382 0.07411 0.06401 -0.0450 0.5286 1.0000 11.250 0.9694 0.07295 0.06315 -0.0445 0.5205 1.0000 11.750 1.0090 0.07164 0.06239 -0.0410 0.4904 1.0000 12.000 1.0414 0.06886 0.05990 -0.0390 0.4716 1.0000 12.250 1.0493 0.06900 0.06023 -0.0361 0.4427 1.0000 12.500 1.0582 0.06884 0.06013 -0.0331 0.4003 1.0000 12.750 1.0709 0.06823 0.05925 -0.0299 0.3286 1.0000 13.000 1.0748 0.06925 0.05970 -0.0270 0.2546 1.0000 13.250 1.0669 0.07219 0.06223 -0.0246 0.2016 1.0000 13.500 1.0553 0.07586 0.06554 -0.0225 0.1529 1.0000 13.750 1.0438 0.07972 0.06907 -0.0207 0.1179 1.0000 14.000 1.0362 0.08330 0.07243 -0.0193 0.0986 1.0000 14.250 1.0317 0.08657 0.07560 -0.0180 0.0862 1.0000 14.500 1.0290 0.08963 0.07859 -0.0168 0.0768 1.0000 14.750 1.0295 0.09231 0.08129 -0.0157 0.0693 1.0000 15.000 1.0345 0.09443 0.08351 -0.0146 0.0635 1.0000 15.250 1.0409 0.09638 0.08557 -0.0136 0.0583 1.0000 15.500 1.0520 0.09771 0.08698 -0.0124 0.0545 1.0000 15.750 1.0667 0.09877 0.08829 -0.0112 0.0501 1.0000 16.000 1.0795 0.10000 0.08959 -0.0103 0.0468 1.0000 16.250 1.1008 0.10059 0.09039 -0.0090 0.0435 1.0000 16.500 1.1151 0.10225 0.09238 -0.0081 0.0419 1.0000 16.750 1.1210 0.10496 0.09541 -0.0075 0.0401 1.0000 17.000 1.1236 0.10820 0.09901 -0.0071 0.0389 1.0000 17.250 1.1210 0.11198 0.10307 -0.0070 0.0380 1.0000 17.500 1.1149 0.11627 0.10762 -0.0073 0.0374 1.0000 17.750 1.1057 0.12096 0.11256 -0.0081 0.0370 1.0000 18.000 1.0934 0.12629 0.11814 -0.0094 0.0367 1.0000 18.250 1.0794 0.13200 0.12407 -0.0113 0.0363 1.0000 18.500 1.0593 0.13936 0.13168 -0.0142 0.0367 1.0000 18.750 1.0362 0.14784 0.14038 -0.0184 0.0371 1.0000 19.000 1.0052 0.15932 0.15203 -0.0247 0.0381 1.0000