XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 14 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 = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.500 -0.1910 0.12223 0.11543 -0.0295 1.0000 0.0818 -9.250 -0.1907 0.12102 0.11432 -0.0300 1.0000 0.0826 -9.000 -0.1953 0.12051 0.11394 -0.0299 1.0000 0.0831 -8.750 -0.2056 0.12059 0.11416 -0.0287 1.0000 0.0833 -8.500 -0.2210 0.12104 0.11477 -0.0263 1.0000 0.0834 -8.000 -0.2247 0.11569 0.10960 -0.0215 1.0000 0.0845 -7.750 -0.2336 0.11443 0.10845 -0.0187 1.0000 0.0851 -7.500 -0.2455 0.11364 0.10777 -0.0158 1.0000 0.0857 -7.250 -0.2587 0.11302 0.10725 -0.0130 1.0000 0.0862 -7.000 -0.2710 0.11231 0.10665 -0.0106 1.0000 0.0867 -6.750 -0.2809 0.11138 0.10582 -0.0089 1.0000 0.0874 -6.500 -0.2900 0.11041 0.10495 -0.0076 1.0000 0.0881 -6.250 -0.2982 0.10940 0.10403 -0.0068 1.0000 0.0889 -6.000 -0.3053 0.10839 0.10311 -0.0064 1.0000 0.0897 -5.750 -0.3112 0.10745 0.10225 -0.0067 1.0000 0.0905 -5.500 -0.2925 0.10654 0.10130 -0.0154 0.9941 0.0919 -5.250 -0.2588 0.10095 0.09572 -0.0204 0.9830 0.0938 -5.000 -0.2213 0.09675 0.09149 -0.0276 0.9698 0.0973 -4.750 -0.1712 0.09443 0.08901 -0.0414 0.9540 0.1012 -4.500 -0.1418 0.09019 0.08476 -0.0459 0.9399 0.1029 -4.250 -0.1123 0.08656 0.08112 -0.0499 0.9256 0.1061 -4.000 -0.0669 0.08460 0.07898 -0.0600 0.9098 0.1111 -3.750 -0.0310 0.08042 0.07479 -0.0650 0.8976 0.1139 -3.500 0.0078 0.07734 0.07162 -0.0707 0.8839 0.1198 -3.250 0.0409 0.07517 0.06934 -0.0760 0.8683 0.1244 -3.000 0.0711 0.07267 0.06679 -0.0793 0.8541 0.1321 -2.750 0.1263 0.06877 0.06276 -0.0870 0.8448 0.1427 -2.500 0.1526 0.06713 0.06102 -0.0899 0.8291 0.1506 -2.250 0.1853 0.06585 0.05956 -0.0936 0.8144 0.1631 -2.000 0.2375 0.06138 0.05505 -0.0990 0.8070 0.1827 -1.750 0.2547 0.06009 0.05372 -0.0994 0.7917 0.1996 -1.500 0.2774 0.05881 0.05236 -0.1007 0.7778 0.2319 -1.250 0.3141 0.05514 0.04872 -0.1025 0.7700 0.2993 -1.000 0.3185 0.05362 0.04733 -0.1000 0.7556 0.3419 -0.750 0.3384 0.05200 0.04572 -0.0995 0.7438 0.3945 -0.500 0.3653 0.04920 0.04301 -0.0983 0.7345 0.4426 -0.250 0.3862 0.04875 0.04248 -0.0987 0.7210 0.4699 0.000 0.4330 0.04576 0.03943 -0.1003 0.7140 0.4991 0.250 0.4562 0.04581 0.03936 -0.1016 0.6995 0.5054 0.500 0.4904 0.04539 0.03875 -0.1039 0.6878 0.5058 0.750 0.5432 0.04381 0.03686 -0.1075 0.6788 0.4968 1.000 0.5699 0.04446 0.03728 -0.1090 0.6654 0.4866 1.250 0.6334 0.04297 0.03519 -0.1126 0.6588 0.4510 1.500 0.6515 0.04450 0.03652 -0.1129 0.6446 0.4177 1.750 0.6801 0.04587 0.03749 -0.1133 0.6331 0.3716 2.000 0.7238 0.04551 0.03671 -0.1136 0.6250 0.3244 2.250 0.7353 0.04751 0.03856 -0.1126 0.6125 0.3071 2.500 0.7831 0.04639 0.03699 -0.1124 0.6062 0.2778 2.750 0.7845 0.04951 0.04002 -0.1111 0.5932 0.2663 3.000 0.8342 0.04788 0.03796 -0.1106 0.5878 0.2471 3.250 0.8234 0.05191 0.04207 -0.1093 0.5745 0.2458 3.500 0.8761 0.04954 0.03942 -0.1086 0.5698 0.2375 3.750 0.8439 0.05607 0.04611 -0.1075 0.5563 0.2388 4.000 0.8966 0.05369 0.04350 -0.1065 0.5521 0.2377 4.250 0.8250 0.06463 0.05468 -0.1060 0.5389 0.2352 4.500 0.8866 0.06136 0.05121 -0.1047 0.5342 0.2382 4.750 0.8191 0.07218 0.06220 -0.1051 0.5260 0.2348 5.000 0.8078 0.07698 0.06702 -0.1052 0.5226 0.2349 5.250 0.8201 0.07942 0.06942 -0.1050 0.5185 0.2367 5.500 0.8480 0.08046 0.07038 -0.1045 0.5132 0.2422 5.750 0.8290 0.08616 0.07613 -0.1049 0.5123 0.2416 6.000 0.8216 0.09123 0.08124 -0.1059 0.5161 0.2431 6.500 0.6819 0.11192 0.10245 -0.1130 0.6315 0.2313 6.750 0.7118 0.11472 0.10519 -0.1139 0.6244 0.2336 7.000 0.7084 0.11662 0.10708 -0.1126 0.6160 0.2346 7.250 0.7374 0.11939 0.10980 -0.1134 0.6067 0.2402 7.500 0.7338 0.12125 0.11164 -0.1121 0.5964 0.2432 7.750 0.7675 0.12457 0.11494 -0.1134 0.5882 0.2553 8.000 0.7592 0.12617 0.11654 -0.1119 0.5772 0.2590 8.250 0.8036 0.13051 0.12094 -0.1140 0.5693 0.2878 8.500 0.7877 0.13130 0.12178 -0.1120 0.5563 0.2916 8.750 0.8143 0.13410 0.12558 -0.1120 0.5501 1.0000