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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.750 -0.3998 0.09870 0.09480 -0.0833 0.8912 0.0914 -7.500 -0.4153 0.09339 0.08943 -0.0833 0.8895 0.0922 -7.250 -0.3889 0.09179 0.08790 -0.0818 0.8890 0.0930 -7.000 -0.3679 0.09045 0.08658 -0.0808 0.8883 0.0942 -6.750 -0.5040 0.09358 0.08978 -0.0614 0.9164 0.0925 -6.500 -0.4954 0.09237 0.08863 -0.0588 0.9166 0.0932 -6.250 -0.4927 0.09106 0.08733 -0.0560 0.9166 0.0940 -6.000 -0.5006 0.08931 0.08558 -0.0522 0.9163 0.0948 -5.750 -0.5191 0.08727 0.08354 -0.0464 0.9131 0.0956 -5.500 -0.5471 0.08121 0.07673 -0.0461 0.9077 0.1040 -5.250 -0.5355 0.07745 0.07309 -0.0453 0.9065 0.1047 -5.000 -0.5215 0.07547 0.07118 -0.0443 0.9055 0.1056 -4.750 -0.5058 0.07403 0.06976 -0.0435 0.9044 0.1069 -4.500 -0.4878 0.07261 0.06828 -0.0434 0.9033 0.1090 -4.250 -0.4938 0.06961 0.06466 -0.0401 0.9021 0.1182 -4.000 -0.5051 0.06708 0.06216 -0.0343 0.8990 0.1188 -3.750 -0.4958 0.06523 0.06037 -0.0320 0.8959 0.1199 -3.500 -0.4826 0.06383 0.05897 -0.0304 0.8936 0.1217 -3.250 -0.4662 0.06248 0.05753 -0.0292 0.8915 0.1246 -3.000 -0.4536 0.06055 0.05505 -0.0271 0.8896 0.1339 -2.750 -0.4347 0.05911 0.05365 -0.0264 0.8887 0.1355 -2.500 -0.4374 0.04964 0.04245 -0.0173 0.8878 0.0932 -2.250 -0.4408 0.04835 0.04099 -0.0115 0.8866 0.0908 -2.000 -0.4428 0.04611 0.03863 -0.0063 0.8803 0.0901 -1.750 -0.4241 0.04491 0.03721 -0.0044 0.8773 0.0892 -1.500 -0.3998 0.04417 0.03621 -0.0035 0.8751 0.0889 -1.250 -0.3676 0.04406 0.03584 -0.0041 0.8734 0.0894 -1.000 -0.3339 0.04434 0.03589 -0.0050 0.8724 0.0895 -0.750 -0.3512 0.04221 0.03370 0.0028 0.8654 0.0895 -0.500 -0.3218 0.04184 0.03316 0.0025 0.8612 0.0897 -0.250 -0.2865 0.04194 0.03312 0.0012 0.8588 0.0903 0.000 -0.2341 0.04302 0.03404 -0.0032 0.8568 0.0922 0.250 -0.2409 0.04114 0.03215 0.0026 0.8460 0.0924 0.500 -0.1873 0.04146 0.03252 -0.0022 0.8422 0.0950 0.750 -0.1470 0.03984 0.03090 -0.0036 0.8177 0.0970 1.000 -0.0918 0.03955 0.03060 -0.0081 0.8115 0.0997 1.250 -0.0724 0.03926 0.03029 -0.0067 0.8023 0.1027 1.500 -0.0319 0.03895 0.03006 -0.0090 0.7975 0.1064 1.750 0.0138 0.03893 0.03012 -0.0122 0.7951 0.1120 2.000 0.0650 0.03897 0.03023 -0.0163 0.7935 0.1201 2.250 0.3460 0.03980 0.03416 -0.0743 0.7961 1.0000 2.500 0.3896 0.03961 0.03387 -0.0768 0.7943 1.0000 2.750 0.3858 0.04020 0.03444 -0.0718 0.7844 1.0000 3.000 0.4211 0.04006 0.03422 -0.0730 0.7812 1.0000 3.250 0.4616 0.03978 0.03390 -0.0750 0.7792 1.0000 3.500 0.5060 0.03938 0.03345 -0.0775 0.7778 1.0000 3.750 0.5046 0.03982 0.03388 -0.0728 0.7659 1.0000 4.000 0.5454 0.03933 0.03337 -0.0747 0.7637 1.0000 4.250 0.5878 0.03880 0.03282 -0.0769 0.7622 1.0000 4.500 0.5920 0.03914 0.03316 -0.0730 0.7503 1.0000 4.750 0.6332 0.03843 0.03246 -0.0748 0.7480 1.0000 5.000 0.6763 0.03761 0.03164 -0.0769 0.7464 1.0000 5.250 0.6839 0.03786 0.03191 -0.0736 0.7344 1.0000 5.500 0.7249 0.03695 0.03103 -0.0752 0.7321 1.0000 5.750 0.7697 0.03580 0.02991 -0.0774 0.7305 1.0000 6.000 0.7823 0.03570 0.02985 -0.0745 0.7181 1.0000 6.250 0.8382 0.03324 0.02741 -0.0776 0.7153 1.0000 6.500 0.8633 0.03207 0.02627 -0.0760 0.7026 1.0000 6.750 0.9151 0.02949 0.02371 -0.0783 0.6986 1.0000 7.000 0.9289 0.02925 0.02351 -0.0754 0.6840 1.0000 7.250 0.9436 0.02911 0.02341 -0.0728 0.6676 1.0000 7.500 0.9633 0.02881 0.02314 -0.0710 0.6488 1.0000 7.750 0.9795 0.02875 0.02308 -0.0687 0.6173 1.0000 8.000 1.0453 0.02564 0.01976 -0.0730 0.5742 1.0000 8.250 1.0943 0.02391 0.01746 -0.0753 0.5152 1.0000 8.500 1.1076 0.02445 0.01770 -0.0729 0.4825 1.0000 8.750 1.1193 0.02515 0.01822 -0.0704 0.4591 1.0000 9.000 1.1297 0.02593 0.01890 -0.0677 0.4380 1.0000 9.250 1.1395 0.02675 0.01965 -0.0651 0.4188 1.0000 9.500 1.1473 0.02767 0.02051 -0.0622 0.3983 1.0000 9.750 1.1533 0.02869 0.02149 -0.0591 0.3762 1.0000 10.000 1.1563 0.02989 0.02263 -0.0557 0.3489 1.0000 10.250 1.1560 0.03131 0.02394 -0.0520 0.3104 1.0000 10.500 1.1482 0.03327 0.02557 -0.0474 0.2564 1.0000 10.750 1.1423 0.03525 0.02722 -0.0434 0.2116 1.0000 11.000 1.1416 0.03699 0.02872 -0.0401 0.1824 1.0000 11.250 1.1458 0.03847 0.03006 -0.0374 0.1638 1.0000 11.500 1.1519 0.03985 0.03134 -0.0351 0.1510 1.0000 11.750 1.1584 0.04121 0.03261 -0.0328 0.1414 1.0000 12.000 1.1694 0.04228 0.03372 -0.0311 0.1334 1.0000 12.250 1.1768 0.04362 0.03493 -0.0291 0.1263 1.0000 12.500 1.1893 0.04460 0.03601 -0.0276 0.1208 1.0000 12.750 1.1999 0.04574 0.03714 -0.0260 0.1157 1.0000 13.000 1.2110 0.04685 0.03821 -0.0244 0.1111 1.0000 13.250 1.2230 0.04792 0.03936 -0.0230 0.1068 1.0000 13.500 1.2340 0.04905 0.04050 -0.0215 0.1028 1.0000 13.750 1.2476 0.05004 0.04143 -0.0203 0.0988 1.0000 14.000 1.2578 0.05124 0.04277 -0.0188 0.0951 1.0000 14.250 1.2684 0.05243 0.04398 -0.0175 0.0917 1.0000 14.500 1.2854 0.05324 0.04467 -0.0166 0.0879 1.0000 14.750 1.2911 0.05480 0.04643 -0.0149 0.0850 1.0000 15.000 1.3010 0.05609 0.04781 -0.0136 0.0821 1.0000 15.250 1.3111 0.05736 0.04906 -0.0124 0.0793 1.0000 15.500 1.3252 0.05844 0.05015 -0.0114 0.0763 1.0000 15.750 1.3297 0.06018 0.05207 -0.0098 0.0737 1.0000 16.000 1.3372 0.06171 0.05367 -0.0085 0.0712 1.0000 16.250 1.3489 0.06290 0.05478 -0.0076 0.0685 1.0000 16.500 1.3565 0.06456 0.05658 -0.0064 0.0665 1.0000 16.750 1.3587 0.06659 0.05879 -0.0049 0.0644 1.0000 17.000 1.3636 0.06840 0.06069 -0.0038 0.0625 1.0000 17.250 1.3723 0.06985 0.06211 -0.0029 0.0606 1.0000 17.500 1.3802 0.07161 0.06395 -0.0018 0.0586 1.0000 17.750 1.3786 0.07413 0.06669 -0.0005 0.0572 1.0000 18.000 1.3780 0.07658 0.06931 0.0005 0.0557 1.0000 18.250 1.3793 0.07882 0.07162 0.0014 0.0541 1.0000 18.500 1.3877 0.08037 0.07315 0.0020 0.0529 1.0000 18.750 1.3918 0.08258 0.07546 0.0028 0.0515 1.0000 19.000 1.3803 0.08632 0.07947 0.0036 0.0504 1.0000 19.250 1.3737 0.08973 0.08309 0.0042 0.0495 1.0000