XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 15K 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.6779 0.09720 0.09061 -0.0493 1.0000 0.0683 -9.750 -0.7022 0.09245 0.08582 -0.0486 0.9993 0.0679 -9.500 -0.7329 0.08761 0.08087 -0.0469 0.9968 0.0678 -9.000 -0.7963 0.08082 0.07380 -0.0369 0.9928 0.0677 -8.750 -0.8222 0.07703 0.06976 -0.0318 0.9902 0.0678 -8.500 -0.8485 0.07313 0.06546 -0.0259 0.9876 0.0683 -8.250 -0.8569 0.07010 0.06226 -0.0219 0.9858 0.0690 -8.000 -0.8505 0.06859 0.06080 -0.0194 0.9842 0.0713 -7.750 -0.8556 0.06599 0.05793 -0.0152 0.9819 0.0726 -7.500 -0.8577 0.06367 0.05534 -0.0113 0.9795 0.0749 -7.000 -0.8691 0.05806 0.04878 -0.0012 0.9752 0.0792 -6.750 -0.8728 0.05540 0.04546 0.0042 0.9726 0.0813 -6.500 -0.8613 0.05366 0.04365 0.0064 0.9703 0.0841 -6.250 -0.8483 0.05227 0.04206 0.0086 0.9683 0.0874 -6.000 -0.8383 0.05067 0.04010 0.0116 0.9658 0.0911 -5.750 -0.8281 0.04887 0.03774 0.0149 0.9631 0.0947 -5.500 -0.8106 0.04750 0.03621 0.0163 0.9607 0.0982 -5.250 -0.7901 0.04649 0.03503 0.0173 0.9584 0.1022 -5.000 -0.7684 0.04547 0.03364 0.0182 0.9561 0.1072 -4.750 -0.7466 0.04422 0.03205 0.0192 0.9533 0.1103 -4.500 -0.7234 0.04337 0.03120 0.0195 0.9507 0.1151 -4.250 -0.6968 0.04271 0.03032 0.0193 0.9483 0.1213 -4.000 -0.6626 0.04205 0.02944 0.0176 0.9462 0.1261 -3.750 -0.6312 0.04145 0.02878 0.0163 0.9437 0.1322 -3.500 -0.5993 0.04094 0.02807 0.0150 0.9410 0.1403 -3.250 -0.5606 0.04053 0.02765 0.0120 0.9387 0.1526 -3.000 -0.5153 0.04018 0.02727 0.0076 0.9368 0.1678 -2.750 -0.4714 0.03989 0.02710 0.0034 0.9349 0.1945 -2.500 -0.4296 0.03965 0.02712 -0.0002 0.9331 0.2508 -2.250 -0.4000 0.03938 0.02712 -0.0014 0.9304 0.3182 -2.000 -0.3719 0.03912 0.02708 -0.0023 0.9276 0.3845 -1.750 -0.1627 0.04231 0.03241 -0.0388 0.9348 0.9620 -1.500 -0.0840 0.04471 0.03432 -0.0502 0.9364 1.0000 -1.250 -0.0607 0.04499 0.03432 -0.0502 0.9335 1.0000 -1.000 -0.0426 0.04512 0.03425 -0.0490 0.9296 1.0000 -0.750 -0.0250 0.04527 0.03422 -0.0479 0.9255 1.0000 1.250 0.1380 0.04784 0.03578 -0.0426 0.8937 1.0000 1.500 0.1647 0.04834 0.03621 -0.0432 0.8902 1.0000 1.750 0.1787 0.04865 0.03646 -0.0413 0.8846 1.0000 2.000 0.1986 0.04905 0.03682 -0.0406 0.8795 1.0000 2.250 0.2251 0.04956 0.03730 -0.0411 0.8755 1.0000 2.500 0.2412 0.04993 0.03765 -0.0397 0.8694 1.0000 2.750 0.2633 0.05029 0.03801 -0.0393 0.8629 1.0000 3.000 0.2913 0.05052 0.03823 -0.0398 0.8548 1.0000 3.250 0.3185 0.05064 0.03837 -0.0401 0.8455 1.0000 3.500 0.3412 0.05079 0.03853 -0.0396 0.8360 1.0000 3.750 0.3704 0.05103 0.03881 -0.0403 0.8289 1.0000 4.000 0.3887 0.05134 0.03916 -0.0391 0.8205 1.0000 4.250 0.4156 0.05162 0.03950 -0.0394 0.8135 1.0000 4.500 0.4346 0.05192 0.03986 -0.0384 0.8047 1.0000 4.750 0.4624 0.05212 0.04016 -0.0388 0.7973 1.0000 5.000 0.4797 0.05240 0.04051 -0.0374 0.7872 1.0000 5.250 0.5121 0.05245 0.04068 -0.0384 0.7803 1.0000 5.500 0.5268 0.05271 0.04105 -0.0366 0.7686 1.0000 5.750 0.5492 0.05283 0.04129 -0.0360 0.7586 1.0000 6.000 0.5791 0.05271 0.04131 -0.0364 0.7498 1.0000 6.250 0.5980 0.05267 0.04141 -0.0350 0.7364 1.0000 6.500 0.6221 0.05218 0.04107 -0.0339 0.7215 1.0000 6.750 0.6495 0.05126 0.04031 -0.0330 0.7051 1.0000 7.000 0.6774 0.05023 0.03944 -0.0320 0.6883 1.0000 7.250 0.6912 0.04996 0.03931 -0.0294 0.6677 1.0000 7.500 0.7126 0.04944 0.03898 -0.0277 0.6497 1.0000 7.750 0.7358 0.04875 0.03849 -0.0261 0.6313 1.0000 8.000 0.7608 0.04771 0.03764 -0.0243 0.6114 1.0000 8.250 0.7780 0.04717 0.03726 -0.0216 0.5835 1.0000 8.500 0.7991 0.04635 0.03658 -0.0193 0.5493 1.0000 8.750 0.8273 0.04505 0.03532 -0.0175 0.5066 1.0000 9.000 0.8720 0.04270 0.03264 -0.0170 0.4414 1.0000 9.250 0.8913 0.04277 0.03233 -0.0149 0.3843 1.0000 9.500 0.8985 0.04386 0.03320 -0.0120 0.3346 1.0000 9.750 0.9023 0.04522 0.03432 -0.0089 0.2887 1.0000 10.000 0.9080 0.04659 0.03546 -0.0061 0.2552 1.0000 10.250 0.9150 0.04799 0.03669 -0.0037 0.2279 1.0000 10.500 0.9236 0.04934 0.03791 -0.0016 0.2060 1.0000 11.000 0.9464 0.05190 0.04027 0.0020 0.1693 1.0000 11.250 0.9591 0.05312 0.04147 0.0035 0.1544 1.0000 11.500 0.9716 0.05440 0.04280 0.0051 0.1402 1.0000 11.750 0.9841 0.05568 0.04420 0.0066 0.1275 1.0000 12.000 0.9985 0.05694 0.04557 0.0079 0.1163 1.0000 12.250 1.0099 0.05837 0.04701 0.0094 0.1068 1.0000 12.500 1.0228 0.05980 0.04855 0.0107 0.0983 1.0000 12.750 1.0356 0.06140 0.05033 0.0121 0.0901 1.0000 13.000 1.0449 0.06305 0.05197 0.0136 0.0838 1.0000 13.250 1.0583 0.06497 0.05416 0.0149 0.0778 1.0000 13.500 1.0654 0.06688 0.05616 0.0165 0.0731 1.0000 13.750 1.0721 0.06914 0.05859 0.0181 0.0689 1.0000 14.000 1.0771 0.07178 0.06155 0.0197 0.0658 1.0000 14.250 1.0785 0.07423 0.06417 0.0214 0.0633 1.0000 14.500 1.0864 0.07629 0.06617 0.0225 0.0605 1.0000 14.750 1.0758 0.08005 0.07033 0.0246 0.0592 1.0000 15.000 1.0597 0.08448 0.07517 0.0265 0.0576 1.0000 15.250 1.0451 0.08883 0.07982 0.0278 0.0568 1.0000 15.500 1.0258 0.09379 0.08509 0.0287 0.0559 1.0000 15.750 1.0042 0.09929 0.09082 0.0288 0.0556 1.0000 16.000 0.9787 0.10560 0.09737 0.0281 0.0550 1.0000 16.250 0.9440 0.11421 0.10624 0.0257 0.0556 1.0000 16.500 0.9059 0.12460 0.11682 0.0213 0.0568 1.0000 16.750 0.8614 0.13830 0.13066 0.0143 0.0577 1.0000