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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.2321 0.11869 0.11280 -0.1007 0.9070 0.0959 -9.750 -0.2347 0.11467 0.10877 -0.1039 0.9052 0.0961 -9.250 -0.2639 0.10357 0.09765 -0.1010 0.8963 0.0729 -9.000 -0.2601 0.10101 0.09509 -0.1007 0.8937 0.0725 -8.750 -0.2666 0.09670 0.09077 -0.1028 0.8911 0.0725 -8.500 -0.2791 0.09135 0.08542 -0.1066 0.8888 0.0726 -8.250 -0.3139 0.09058 0.08472 -0.0998 0.8806 0.0724 -8.000 -0.3317 0.08761 0.08175 -0.0980 0.8768 0.0721 -7.750 -0.3481 0.08305 0.07711 -0.0980 0.8738 0.0720 -7.500 -0.3659 0.08015 0.07416 -0.0949 0.8695 0.0717 -7.250 -0.3889 0.07744 0.07140 -0.0904 0.8633 0.0715 -7.000 -0.3983 0.07348 0.06729 -0.0887 0.8600 0.0712 -6.750 -0.4043 0.06890 0.06248 -0.0874 0.8576 0.0711 -6.500 -0.4099 0.06358 0.05677 -0.0860 0.8557 0.0719 -6.250 -0.4329 0.06218 0.05525 -0.0787 0.8499 0.0719 -6.000 -0.4411 0.05867 0.05137 -0.0746 0.8460 0.0723 -5.750 -0.4385 0.05565 0.04799 -0.0716 0.8435 0.0725 -5.500 -0.4328 0.05290 0.04484 -0.0688 0.8417 0.0727 -5.250 -0.4233 0.05053 0.04207 -0.0664 0.8403 0.0730 -5.000 -0.4095 0.04868 0.03992 -0.0645 0.8391 0.0737 -4.750 -0.4167 0.04831 0.03950 -0.0588 0.8351 0.0742 -4.500 -0.4108 0.04755 0.03863 -0.0553 0.8322 0.0749 -4.250 -0.3987 0.04667 0.03760 -0.0529 0.8297 0.0755 -4.000 -0.3844 0.04565 0.03638 -0.0507 0.8278 0.0761 -3.750 -0.3686 0.04472 0.03523 -0.0487 0.8263 0.0768 -3.500 -0.3511 0.04373 0.03399 -0.0470 0.8250 0.0772 -3.250 -0.3314 0.04287 0.03289 -0.0456 0.8239 0.0778 -3.000 -0.3102 0.04212 0.03191 -0.0444 0.8230 0.0786 -2.750 -0.3082 0.04186 0.03151 -0.0400 0.8199 0.0790 -2.500 -0.2989 0.04150 0.03100 -0.0369 0.8166 0.0800 -2.250 -0.2831 0.04113 0.03047 -0.0348 0.8146 0.0811 -2.000 -0.2646 0.04077 0.02992 -0.0333 0.8130 0.0824 -1.750 -0.2437 0.04046 0.02944 -0.0321 0.8115 0.0835 -1.500 -0.2212 0.04019 0.02901 -0.0313 0.8103 0.0843 -1.250 -0.1957 0.03985 0.02866 -0.0312 0.8091 0.0852 -1.000 -0.1685 0.03961 0.02842 -0.0313 0.8079 0.0865 -0.750 -0.1400 0.03944 0.02824 -0.0316 0.8069 0.0879 -0.500 -0.1386 0.03961 0.02842 -0.0274 0.8031 0.0887 -0.250 -0.1229 0.03960 0.02840 -0.0255 0.7997 0.0903 0.000 -0.0967 0.03943 0.02821 -0.0254 0.7963 0.0928 0.250 -0.0652 0.03927 0.02798 -0.0260 0.7938 0.0962 0.500 -0.0292 0.03897 0.02777 -0.0275 0.7917 0.0989 0.750 -0.0217 0.03908 0.02791 -0.0244 0.7859 0.1013 1.000 0.0017 0.03904 0.02788 -0.0238 0.7817 0.1048 1.250 0.0339 0.03891 0.02774 -0.0247 0.7788 0.1092 1.500 0.0709 0.03871 0.02762 -0.0264 0.7765 0.1187 1.750 0.0851 0.03886 0.02784 -0.0245 0.7706 0.1275 2.000 0.1157 0.03874 0.02780 -0.0253 0.7654 0.1463 2.250 0.1675 0.03857 0.02785 -0.0306 0.7627 0.1976 2.500 0.3891 0.03981 0.03151 -0.0745 0.7678 1.0000 2.750 0.4170 0.03977 0.03139 -0.0745 0.7637 1.0000 3.000 0.4494 0.03965 0.03118 -0.0752 0.7611 1.0000 3.500 0.4821 0.04035 0.03181 -0.0717 0.7492 1.0000 3.750 0.5132 0.04020 0.03161 -0.0722 0.7460 1.0000 4.000 0.5484 0.03989 0.03126 -0.0733 0.7438 1.0000 4.250 0.5517 0.04053 0.03192 -0.0695 0.7328 1.0000 4.500 0.5841 0.04025 0.03162 -0.0701 0.7294 1.0000 5.000 0.6238 0.04041 0.03181 -0.0675 0.7147 1.0000 5.250 0.6589 0.03989 0.03130 -0.0684 0.7116 1.0000 5.500 0.6663 0.04036 0.03181 -0.0653 0.6988 1.0000 5.750 0.7006 0.03977 0.03124 -0.0659 0.6953 1.0000 6.000 0.7099 0.04018 0.03170 -0.0631 0.6817 1.0000 7.000 0.7828 0.04022 0.03196 -0.0566 0.6317 1.0000 7.250 0.7990 0.04036 0.03215 -0.0548 0.6148 1.0000 7.500 0.8162 0.04037 0.03218 -0.0529 0.5928 1.0000 7.750 0.8443 0.03944 0.03121 -0.0520 0.5679 1.0000 8.000 0.8884 0.03734 0.02894 -0.0526 0.5393 1.0000 8.250 0.9364 0.03526 0.02660 -0.0541 0.5109 1.0000 8.500 0.9714 0.03436 0.02549 -0.0544 0.4836 1.0000 9.000 1.0236 0.03413 0.02495 -0.0534 0.4387 1.0000 9.250 1.0441 0.03444 0.02518 -0.0524 0.4205 1.0000 9.500 1.0610 0.03497 0.02567 -0.0509 0.4015 1.0000 9.750 1.0751 0.03567 0.02636 -0.0492 0.3825 1.0000 10.000 1.0860 0.03656 0.02726 -0.0471 0.3610 1.0000 10.250 1.0962 0.03750 0.02819 -0.0449 0.3372 1.0000 10.500 1.1042 0.03858 0.02921 -0.0426 0.3076 1.0000 10.750 1.1098 0.03984 0.03031 -0.0400 0.2731 1.0000 11.000 1.1144 0.04122 0.03149 -0.0374 0.2401 1.0000 11.250 1.1187 0.04271 0.03278 -0.0349 0.2119 1.0000 11.500 1.1250 0.04411 0.03406 -0.0328 0.1909 1.0000 11.750 1.1316 0.04552 0.03539 -0.0307 0.1750 1.0000 12.000 1.1381 0.04697 0.03680 -0.0287 0.1629 1.0000 12.250 1.1453 0.04838 0.03819 -0.0268 0.1534 1.0000 12.500 1.1530 0.04977 0.03959 -0.0250 0.1454 1.0000 12.750 1.1603 0.05121 0.04105 -0.0232 0.1387 1.0000 13.000 1.1677 0.05266 0.04249 -0.0215 0.1332 1.0000 13.250 1.1774 0.05394 0.04387 -0.0200 0.1280 1.0000 13.500 1.1844 0.05545 0.04537 -0.0184 0.1231 1.0000 13.750 1.1935 0.05680 0.04675 -0.0170 0.1191 1.0000 14.000 1.2033 0.05813 0.04818 -0.0156 0.1145 1.0000 14.250 1.2113 0.05960 0.04970 -0.0143 0.1104 1.0000 14.500 1.2196 0.06105 0.05112 -0.0129 0.1068 1.0000 14.750 1.2288 0.06250 0.05273 -0.0117 0.1028 1.0000 15.000 1.2365 0.06405 0.05437 -0.0105 0.0991 1.0000 15.250 1.2429 0.06571 0.05605 -0.0093 0.0959 1.0000 15.500 1.2510 0.06729 0.05769 -0.0081 0.0928 1.0000 15.750 1.2573 0.06905 0.05964 -0.0070 0.0894 1.0000 16.000 1.2624 0.07092 0.06160 -0.0060 0.0864 1.0000 16.250 1.2669 0.07282 0.06351 -0.0049 0.0837 1.0000 16.500 1.2714 0.07482 0.06566 -0.0040 0.0809 1.0000 16.750 1.2741 0.07705 0.06807 -0.0030 0.0780 1.0000 17.000 1.2762 0.07932 0.07044 -0.0022 0.0754 1.0000 17.250 1.2782 0.08158 0.07272 -0.0015 0.0731 1.0000 17.500 1.2789 0.08413 0.07545 -0.0008 0.0708 1.0000 17.750 1.2775 0.08698 0.07851 -0.0003 0.0682 1.0000 18.000 1.2767 0.08975 0.08139 0.0001 0.0661 1.0000 18.250 1.2767 0.09239 0.08408 0.0004 0.0643 1.0000 18.500 1.2742 0.09545 0.08727 0.0005 0.0623 1.0000 18.750 1.2679 0.09920 0.09128 0.0004 0.0602 1.0000 19.000 1.2629 0.10279 0.09505 0.0000 0.0584 1.0000 19.250 1.2594 0.10617 0.09851 -0.0005 0.0568 1.0000