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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.000 -0.4699 0.10619 0.09878 -0.0551 0.9292 0.1075 -6.750 -0.4801 0.10293 0.09550 -0.0537 0.9271 0.1071 -6.500 -0.4877 0.09939 0.09191 -0.0529 0.9245 0.1067 -6.250 -0.4909 0.09577 0.08822 -0.0524 0.9222 0.1060 -6.000 -0.4926 0.09200 0.08434 -0.0522 0.9202 0.1052 -5.750 -0.4943 0.08826 0.08046 -0.0515 0.9187 0.1040 -5.500 -0.5007 0.08478 0.07685 -0.0493 0.9170 0.1031 -5.250 -0.5043 0.08121 0.07309 -0.0474 0.9153 0.1021 -5.000 -0.5042 0.07786 0.06952 -0.0456 0.9132 0.1020 -4.750 -0.5004 0.07488 0.06631 -0.0439 0.9111 0.1028 -4.500 -0.4948 0.07208 0.06325 -0.0422 0.9094 0.1034 -4.250 -0.4882 0.06951 0.06041 -0.0403 0.9082 0.1036 -4.000 -0.4804 0.06702 0.05761 -0.0382 0.9072 0.1036 -3.750 -0.4709 0.06474 0.05502 -0.0361 0.9062 0.1035 -3.500 -0.4582 0.06266 0.05258 -0.0344 0.9048 0.1035 -3.250 -0.4498 0.06077 0.05037 -0.0316 0.9026 0.1036 -3.000 -0.4411 0.05915 0.04844 -0.0287 0.9008 0.1046 -2.750 -0.4307 0.05771 0.04666 -0.0260 0.8997 0.1058 -2.500 -0.4189 0.05641 0.04500 -0.0234 0.8986 0.1071 -2.250 -0.4049 0.05521 0.04343 -0.0212 0.8968 0.1080 -2.000 -0.3883 0.05412 0.04199 -0.0193 0.8948 0.1086 -1.750 -0.3699 0.05322 0.04089 -0.0179 0.8931 0.1093 -1.500 -0.3514 0.05254 0.04006 -0.0166 0.8921 0.1102 -1.250 -0.3303 0.05204 0.03940 -0.0158 0.8906 0.1112 -0.750 -0.2897 0.05120 0.03832 -0.0138 0.8858 0.1157 -0.500 -0.2706 0.05082 0.03776 -0.0126 0.8838 0.1183 -0.250 -0.2479 0.05049 0.03721 -0.0121 0.8811 0.1208 0.750 -0.1188 0.05052 0.03685 -0.0180 0.8689 0.1358 1.000 -0.0839 0.05050 0.03688 -0.0202 0.8622 0.1426 1.250 -0.0332 0.05093 0.03717 -0.0247 0.8559 0.1526 1.500 -0.0034 0.05051 0.03685 -0.0256 0.8451 0.1630 1.750 0.0480 0.05076 0.03715 -0.0303 0.8390 0.1883 2.250 0.2245 0.05141 0.04044 -0.0582 0.8291 1.0000 2.500 0.2573 0.05189 0.04070 -0.0593 0.8240 1.0000 2.750 0.2736 0.05217 0.04085 -0.0577 0.8159 1.0000 3.000 0.3032 0.05254 0.04108 -0.0583 0.8095 1.0000 3.250 0.3245 0.05284 0.04129 -0.0575 0.8016 1.0000 3.500 0.3514 0.05318 0.04153 -0.0577 0.7944 1.0000 3.750 0.3743 0.05344 0.04173 -0.0571 0.7858 1.0000 4.000 0.4026 0.05369 0.04191 -0.0574 0.7782 1.0000 4.250 0.4231 0.05393 0.04213 -0.0566 0.7686 1.0000 4.500 0.4553 0.05410 0.04225 -0.0574 0.7615 1.0000 4.750 0.4730 0.05430 0.04245 -0.0560 0.7501 1.0000 5.000 0.5092 0.05430 0.04243 -0.0574 0.7441 1.0000 5.250 0.5247 0.05448 0.04262 -0.0557 0.7310 1.0000 5.500 0.5440 0.05463 0.04279 -0.0545 0.7190 1.0000 5.750 0.5780 0.05445 0.04264 -0.0554 0.7120 1.0000 6.000 0.5934 0.05466 0.04289 -0.0537 0.6978 1.0000 6.250 0.6104 0.05489 0.04316 -0.0523 0.6842 1.0000 6.750 0.6600 0.05484 0.04321 -0.0514 0.6629 1.0000 7.000 0.6751 0.05521 0.04364 -0.0498 0.6482 1.0000 7.250 0.6912 0.05563 0.04413 -0.0484 0.6341 1.0000 7.500 0.7097 0.05596 0.04452 -0.0473 0.6213 1.0000 7.750 0.7406 0.05549 0.04414 -0.0473 0.6135 1.0000 8.000 0.7564 0.05596 0.04468 -0.0459 0.5995 1.0000 8.250 0.7751 0.05618 0.04499 -0.0447 0.5863 1.0000 8.500 0.7994 0.05589 0.04479 -0.0438 0.5752 1.0000 8.750 0.8309 0.05466 0.04365 -0.0430 0.5650 1.0000 9.000 0.8548 0.05392 0.04299 -0.0416 0.5497 1.0000 9.250 0.8822 0.05285 0.04199 -0.0402 0.5335 1.0000 9.500 0.9138 0.05144 0.04060 -0.0392 0.5157 1.0000 9.750 0.9452 0.05031 0.03949 -0.0383 0.4979 1.0000 10.000 0.9792 0.04908 0.03820 -0.0378 0.4779 1.0000 10.250 1.0026 0.04890 0.03798 -0.0366 0.4556 1.0000 10.500 1.0222 0.04910 0.03816 -0.0351 0.4329 1.0000 10.750 1.0383 0.04959 0.03862 -0.0334 0.4091 1.0000 11.000 1.0517 0.05029 0.03927 -0.0315 0.3852 1.0000 11.250 1.0560 0.05172 0.04078 -0.0290 0.3593 1.0000 11.500 1.0613 0.05308 0.04214 -0.0267 0.3327 1.0000 11.750 1.0645 0.05467 0.04372 -0.0243 0.3039 1.0000 12.000 1.0689 0.05619 0.04511 -0.0220 0.2761 1.0000 12.250 1.0733 0.05779 0.04655 -0.0199 0.2517 1.0000 12.500 1.0781 0.05945 0.04802 -0.0179 0.2317 1.0000 12.750 1.0842 0.06113 0.04960 -0.0162 0.2154 1.0000 13.000 1.0917 0.06279 0.05120 -0.0147 0.2013 1.0000 13.250 1.1015 0.06429 0.05269 -0.0133 0.1903 1.0000 13.500 1.1122 0.06570 0.05400 -0.0120 0.1807 1.0000 13.750 1.1239 0.06714 0.05558 -0.0109 0.1721 1.0000 14.000 1.1371 0.06840 0.05678 -0.0098 0.1644 1.0000 14.250 1.1492 0.06990 0.05845 -0.0088 0.1572 1.0000 14.500 1.1676 0.07077 0.05922 -0.0081 0.1507 1.0000 14.750 1.1750 0.07277 0.06149 -0.0069 0.1448 1.0000 15.000 1.1869 0.07428 0.06310 -0.0060 0.1392 1.0000 15.250 1.2028 0.07553 0.06435 -0.0053 0.1341 1.0000 15.500 1.2037 0.07814 0.06725 -0.0040 0.1295 1.0000 15.750 1.2100 0.08017 0.06941 -0.0030 0.1249 1.0000 16.000 1.2250 0.08147 0.07066 -0.0024 0.1203 1.0000 16.250 1.2157 0.08512 0.07468 -0.0011 0.1169 1.0000 16.500 1.2112 0.08834 0.07815 -0.0002 0.1133 1.0000 16.750 1.2148 0.09063 0.08050 0.0005 0.1097 1.0000 17.000 1.2193 0.09298 0.08291 0.0011 0.1061 1.0000 17.250 1.1999 0.09812 0.08840 0.0014 0.1041 1.0000 17.500 1.1800 0.10356 0.09415 0.0012 0.1021 1.0000 17.750 1.1604 0.10927 0.10011 0.0004 0.1002 1.0000 18.000 1.1454 0.11451 0.10552 -0.0006 0.0980 1.0000 18.250 1.1675 0.11417 0.10504 0.0004 0.0943 1.0000 18.500 1.1261 0.12383 0.11504 -0.0030 0.0937 1.0000 18.750 1.0706 0.13753 0.12903 -0.0095 0.0936 1.0000