XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 13K AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -6.250 -0.5783 0.11315 0.10861 -0.0112 0.9963 0.1418 -6.000 -0.6031 0.10996 0.10538 -0.0137 0.9942 0.1460 -5.750 -0.6379 0.10401 0.09924 -0.0176 0.9924 0.1492 -5.500 -0.6243 0.10097 0.09629 -0.0145 0.9915 0.1506 -5.250 -0.6152 0.09844 0.09378 -0.0127 0.9901 0.1524 -5.000 -0.6077 0.09599 0.09131 -0.0116 0.9884 0.1562 -4.750 -0.6138 0.09155 0.08646 -0.0174 0.9855 0.1667 -4.500 -0.6046 0.08862 0.08364 -0.0147 0.9850 0.1685 -4.250 -0.5982 0.08615 0.08121 -0.0120 0.9841 0.1713 -4.000 -0.5994 0.08357 0.07808 -0.0136 0.9808 0.1842 -3.750 -0.5881 0.07975 0.07442 -0.0118 0.9795 0.1859 -3.500 -0.5752 0.07750 0.07222 -0.0102 0.9779 0.1890 -3.250 -0.5629 0.07610 0.07042 -0.0111 0.9758 0.2035 -3.000 -0.5542 0.07331 0.06775 -0.0087 0.9751 0.2061 -2.750 -0.5495 0.07222 0.06630 -0.0065 0.9731 0.2219 -2.500 -0.5393 0.06886 0.06310 -0.0044 0.9711 0.2245 -2.250 -0.5269 0.06803 0.06203 -0.0030 0.9684 0.2415 -2.000 -0.5123 0.06563 0.05975 -0.0015 0.9667 0.2456 -1.750 -0.4982 0.06493 0.05892 -0.0002 0.9653 0.2630 -1.500 -0.4913 0.06286 0.05687 0.0030 0.9642 0.2690 -1.250 -0.4682 0.05375 0.04561 0.0057 0.9600 0.1505 -1.000 -0.4509 0.05132 0.04234 0.0091 0.9575 0.1328 -0.750 -0.4290 0.05060 0.04145 0.0101 0.9555 0.1309 -0.500 -0.4094 0.04996 0.04063 0.0114 0.9539 0.1295 -0.250 -0.3977 0.04815 0.03864 0.0141 0.9495 0.1287 0.000 -0.3721 0.04798 0.03817 0.0146 0.9449 0.1301 0.250 -0.3446 0.04848 0.03841 0.0146 0.9422 0.1307 0.500 -0.3313 0.04703 0.03681 0.0169 0.9372 0.1309 0.750 -0.3033 0.04706 0.03663 0.0167 0.9330 0.1315 1.000 -0.2697 0.04792 0.03733 0.0153 0.9306 0.1324 1.250 -0.2549 0.04660 0.03608 0.0166 0.9261 0.1357 1.500 -0.2262 0.04683 0.03631 0.0158 0.9207 0.1390 1.750 -0.1860 0.04827 0.03771 0.0129 0.9173 0.1434 2.000 -0.1726 0.04733 0.03674 0.0146 0.9102 0.1461 2.250 -0.1301 0.04822 0.03769 0.0111 0.9045 0.1514 2.500 -0.1078 0.04822 0.03782 0.0109 0.8973 0.1577 2.750 -0.0614 0.04929 0.03904 0.0065 0.8894 0.1738 3.000 -0.0331 0.04927 0.03917 0.0052 0.8779 0.1905 3.250 0.2250 0.05442 0.04670 -0.0465 0.8750 1.0000 3.500 0.2869 0.05370 0.04580 -0.0511 0.8429 1.0000 3.750 0.3306 0.05358 0.04558 -0.0535 0.8263 1.0000 4.000 0.3633 0.05339 0.04533 -0.0542 0.8113 1.0000 4.250 0.3948 0.05320 0.04510 -0.0548 0.7967 1.0000 4.500 0.4246 0.05310 0.04497 -0.0551 0.7830 1.0000 4.750 0.4754 0.05309 0.04491 -0.0585 0.7778 1.0000 5.000 0.5011 0.05277 0.04459 -0.0581 0.7633 1.0000 5.250 0.5274 0.05254 0.04437 -0.0578 0.7494 1.0000 5.500 0.5564 0.05225 0.04409 -0.0579 0.7363 1.0000 5.750 0.6016 0.05163 0.04349 -0.0601 0.7309 1.0000 6.000 0.6257 0.05131 0.04320 -0.0594 0.7166 1.0000 6.250 0.6511 0.05096 0.04288 -0.0588 0.7033 1.0000 6.500 0.6948 0.04998 0.04194 -0.0605 0.6985 1.0000 6.750 0.7166 0.04967 0.04168 -0.0593 0.6843 1.0000 7.000 0.7607 0.04840 0.04047 -0.0609 0.6801 1.0000 7.250 0.7850 0.04765 0.03977 -0.0597 0.6663 1.0000 7.500 0.8098 0.04669 0.03887 -0.0583 0.6522 1.0000 7.750 0.8399 0.04511 0.03735 -0.0572 0.6388 1.0000 8.000 0.8846 0.04257 0.03489 -0.0576 0.6330 1.0000 8.250 0.9058 0.04182 0.03421 -0.0557 0.6182 1.0000 8.500 0.9305 0.04093 0.03338 -0.0543 0.6036 1.0000 8.750 0.9591 0.03982 0.03234 -0.0533 0.5885 1.0000 9.000 0.9941 0.03834 0.03089 -0.0529 0.5719 1.0000 9.250 1.0405 0.03614 0.02864 -0.0539 0.5517 1.0000 9.500 1.0855 0.03437 0.02675 -0.0550 0.5228 1.0000 9.750 1.1278 0.03317 0.02532 -0.0561 0.4889 1.0000 10.000 1.1538 0.03314 0.02507 -0.0554 0.4544 1.0000 10.250 1.1681 0.03376 0.02551 -0.0532 0.4213 1.0000 10.500 1.1690 0.03501 0.02662 -0.0493 0.3859 1.0000 10.750 1.1613 0.03670 0.02822 -0.0445 0.3469 1.0000 11.000 1.1509 0.03868 0.02993 -0.0396 0.3002 1.0000 11.250 1.1447 0.04066 0.03154 -0.0354 0.2565 1.0000 11.500 1.1464 0.04236 0.03290 -0.0324 0.2263 1.0000 11.750 1.1536 0.04379 0.03408 -0.0300 0.2057 1.0000 12.000 1.1658 0.04497 0.03511 -0.0283 0.1902 1.0000 12.250 1.1821 0.04599 0.03603 -0.0271 0.1775 1.0000 12.500 1.2017 0.04690 0.03683 -0.0262 0.1669 1.0000 12.750 1.2221 0.04779 0.03765 -0.0255 0.1578 1.0000 13.000 1.2424 0.04881 0.03870 -0.0248 0.1496 1.0000 13.250 1.2687 0.04963 0.03937 -0.0249 0.1417 1.0000 13.500 1.2874 0.05088 0.04079 -0.0241 0.1355 1.0000 13.750 1.3081 0.05197 0.04189 -0.0235 0.1295 1.0000 14.000 1.3332 0.05330 0.04323 -0.0236 0.1232 1.0000 14.250 1.3417 0.05484 0.04498 -0.0217 0.1183 1.0000 14.500 1.3836 0.05618 0.04611 -0.0239 0.1120 1.0000 14.750 1.3788 0.05812 0.04841 -0.0205 0.1090 1.0000 15.000 1.3841 0.05996 0.05045 -0.0184 0.1056 1.0000 15.250 1.4022 0.06147 0.05194 -0.0179 0.1013 1.0000 15.500 1.4119 0.06396 0.05462 -0.0165 0.0982 1.0000 15.750 1.4009 0.06657 0.05757 -0.0130 0.0962 1.0000 16.000 1.3951 0.06918 0.06045 -0.0103 0.0941 1.0000 16.250 1.3990 0.07115 0.06250 -0.0086 0.0911 1.0000 16.500 1.4243 0.07356 0.06482 -0.0092 0.0878 1.0000 16.750 1.4007 0.07687 0.06848 -0.0054 0.0871 1.0000 17.000 1.3765 0.08065 0.07261 -0.0021 0.0865 1.0000 17.250 1.3500 0.08484 0.07713 0.0008 0.0859 1.0000 17.500 1.3211 0.08961 0.08221 0.0031 0.0853 1.0000 17.750 1.2925 0.09488 0.08778 0.0046 0.0852 1.0000 18.000 1.2596 0.10086 0.09403 0.0053 0.0851 1.0000 18.250 1.2201 0.10812 0.10158 0.0048 0.0852 1.0000 18.500 1.1803 0.11637 0.11007 0.0030 0.0858 1.0000 18.750 1.1326 0.12690 0.12084 -0.0009 0.0866 1.0000 19.000 1.0831 0.13943 0.13354 -0.0070 0.0875 1.0000