XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 16K 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 = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.500 -0.6043 0.12205 0.11752 -0.0187 0.9992 0.1966 -8.250 -0.6016 0.11919 0.11466 -0.0180 0.9985 0.1993 -8.000 -0.9496 0.08008 0.07465 -0.0056 0.9939 0.1123 -7.750 -0.9700 0.07635 0.07076 0.0010 0.9924 0.1111 -7.500 -0.9919 0.07264 0.06677 0.0080 0.9897 0.1100 -7.250 -1.0131 0.06886 0.06261 0.0155 0.9871 0.1082 -7.000 -1.0325 0.06555 0.05885 0.0233 0.9853 0.1068 -6.750 -1.0453 0.06282 0.05587 0.0304 0.9838 0.1079 -6.500 -1.0550 0.06003 0.05270 0.0373 0.9807 0.1086 -6.250 -1.0567 0.05772 0.04999 0.0426 0.9780 0.1082 -6.000 -1.0537 0.05637 0.04822 0.0473 0.9760 0.1097 -5.750 -1.0548 0.05416 0.04569 0.0528 0.9747 0.1098 -5.500 -1.0544 0.05240 0.04354 0.0582 0.9716 0.1119 -5.250 -1.0436 0.05086 0.04159 0.0616 0.9688 0.1126 -5.000 -1.0281 0.05000 0.04029 0.0641 0.9666 0.1137 -4.750 -1.0011 0.04905 0.03918 0.0636 0.9655 0.1167 -4.500 -0.9863 0.04745 0.03749 0.0654 0.9645 0.1188 -4.250 -0.9654 0.04611 0.03597 0.0663 0.9620 0.1206 -4.000 -0.9377 0.04530 0.03497 0.0657 0.9595 0.1232 -3.750 -0.9088 0.04485 0.03425 0.0650 0.9574 0.1271 -3.500 -0.8643 0.04415 0.03342 0.0606 0.9564 0.1301 -3.250 -0.8195 0.04392 0.03328 0.0560 0.9555 0.1348 -3.000 -0.7786 0.04429 0.03356 0.0525 0.9547 0.1410 -2.750 -0.7368 0.04361 0.03295 0.0482 0.9542 0.1481 -2.500 -0.7075 0.04268 0.03206 0.0467 0.9526 0.1534 -2.250 -0.6752 0.04222 0.03169 0.0447 0.9501 0.1650 -2.000 -0.6432 0.04219 0.03175 0.0430 0.9478 0.1789 -1.750 -0.6103 0.04223 0.03209 0.0410 0.9461 0.2125 -1.500 -0.5786 0.04236 0.03285 0.0393 0.9447 0.3025 -1.250 -0.5501 0.04349 0.03428 0.0384 0.9433 0.3679 -1.000 -0.5322 0.04293 0.03389 0.0392 0.9416 0.4096 -0.750 -0.4908 0.04309 0.03438 0.0348 0.9399 0.4721 -0.500 -0.1162 0.05899 0.05192 -0.0387 0.9557 1.0000 2.000 0.0629 0.06343 0.05539 -0.0316 0.9150 1.0000 2.250 0.0837 0.06377 0.05567 -0.0314 0.9075 1.0000 2.500 0.1171 0.06558 0.05742 -0.0335 0.9036 1.0000 2.750 0.1196 0.06488 0.05672 -0.0302 0.8950 1.0000 3.000 0.1546 0.06635 0.05815 -0.0325 0.8899 1.0000 3.250 0.1611 0.06608 0.05787 -0.0299 0.8798 1.0000 3.500 0.2029 0.06793 0.05968 -0.0333 0.8740 1.0000 3.750 0.2147 0.06741 0.05916 -0.0315 0.8608 1.0000 4.000 0.2461 0.06750 0.05924 -0.0327 0.8449 1.0000 4.250 0.2933 0.06606 0.05776 -0.0352 0.8146 1.0000 4.500 0.3325 0.06551 0.05719 -0.0368 0.7976 1.0000 4.750 0.3575 0.06540 0.05708 -0.0367 0.7841 1.0000 5.000 0.3891 0.06520 0.05691 -0.0374 0.7723 1.0000 5.250 0.4239 0.06508 0.05681 -0.0387 0.7637 1.0000 5.500 0.4426 0.06508 0.05684 -0.0377 0.7507 1.0000 5.750 0.4711 0.06495 0.05674 -0.0380 0.7406 1.0000 6.000 0.5068 0.06451 0.05635 -0.0391 0.7319 1.0000 6.250 0.5263 0.06443 0.05631 -0.0381 0.7191 1.0000 6.500 0.5722 0.06362 0.05557 -0.0405 0.7146 1.0000 6.750 0.5926 0.06318 0.05519 -0.0393 0.7008 1.0000 7.000 0.6181 0.06240 0.05446 -0.0385 0.6878 1.0000 7.250 0.6718 0.06005 0.05219 -0.0409 0.6831 1.0000 7.500 0.6922 0.05935 0.05155 -0.0394 0.6693 1.0000 7.750 0.7152 0.05858 0.05087 -0.0381 0.6567 1.0000 8.000 0.7590 0.05663 0.04903 -0.0393 0.6519 1.0000 8.250 0.7795 0.05592 0.04840 -0.0376 0.6385 1.0000 8.500 0.8273 0.05323 0.04583 -0.0387 0.6345 1.0000 8.750 0.8466 0.05250 0.04521 -0.0367 0.6205 1.0000 9.000 0.8958 0.04921 0.04205 -0.0375 0.6167 1.0000 9.250 0.9171 0.04816 0.04108 -0.0354 0.6014 1.0000 9.500 0.9427 0.04688 0.03991 -0.0338 0.5853 1.0000 9.750 0.9757 0.04511 0.03821 -0.0331 0.5664 1.0000 10.000 0.9985 0.04427 0.03740 -0.0313 0.5375 1.0000 10.250 1.0360 0.04241 0.03542 -0.0311 0.4992 1.0000 10.500 1.0751 0.04068 0.03323 -0.0313 0.4428 1.0000 10.750 1.0866 0.04113 0.03329 -0.0286 0.3911 1.0000 11.000 1.0849 0.04253 0.03444 -0.0244 0.3460 1.0000 11.250 1.0813 0.04412 0.03575 -0.0203 0.3058 1.0000 11.500 1.0796 0.04569 0.03703 -0.0166 0.2720 1.0000 11.750 1.0840 0.04700 0.03807 -0.0138 0.2460 1.0000 12.000 1.0897 0.04829 0.03918 -0.0112 0.2229 1.0000 12.250 1.0987 0.04943 0.04017 -0.0091 0.2045 1.0000 12.500 1.1105 0.05046 0.04107 -0.0074 0.1886 1.0000 12.750 1.1207 0.05160 0.04214 -0.0056 0.1743 1.0000 13.000 1.1341 0.05262 0.04308 -0.0041 0.1622 1.0000 13.250 1.1543 0.05335 0.04364 -0.0035 0.1508 1.0000 13.500 1.1579 0.05483 0.04528 -0.0010 0.1415 1.0000 13.750 1.1737 0.05589 0.04630 0.0001 0.1322 1.0000 14.000 1.1881 0.05696 0.04737 0.0013 0.1247 1.0000 14.250 1.2005 0.05826 0.04875 0.0027 0.1175 1.0000 14.500 1.2136 0.05946 0.04995 0.0040 0.1108 1.0000 14.750 1.2306 0.06085 0.05143 0.0049 0.1047 1.0000 15.000 1.2341 0.06247 0.05315 0.0071 0.0993 1.0000 15.250 1.2551 0.06378 0.05440 0.0074 0.0940 1.0000 15.500 1.2624 0.06569 0.05659 0.0092 0.0914 1.0000 15.750 1.2628 0.06758 0.05863 0.0115 0.0875 1.0000 16.000 1.2852 0.06908 0.06002 0.0115 0.0832 1.0000 16.250 1.2756 0.07176 0.06304 0.0146 0.0816 1.0000 16.500 1.2683 0.07457 0.06615 0.0173 0.0796 1.0000 16.750 1.2653 0.07722 0.06902 0.0194 0.0780 1.0000 17.000 1.2670 0.07917 0.07103 0.0210 0.0757 1.0000 17.250 1.2847 0.08144 0.07325 0.0211 0.0732 1.0000 17.500 1.2658 0.08525 0.07739 0.0239 0.0729 1.0000 17.750 1.2320 0.08985 0.08237 0.0270 0.0720 1.0000 18.000 1.2151 0.09397 0.08675 0.0287 0.0721 1.0000 18.250 1.1817 0.09967 0.09275 0.0303 0.0717 1.0000 18.500 1.1472 0.10601 0.09941 0.0310 0.0715 1.0000 18.750 1.1244 0.11163 0.10523 0.0309 0.0721 1.0000