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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.500 -1.0289 0.06659 0.06114 -0.0377 0.9511 0.0592 -10.250 -1.0531 0.06514 0.05947 -0.0292 0.9477 0.0592 -10.000 -1.0664 0.06140 0.05554 -0.0237 0.9456 0.0600 -9.750 -1.0133 0.06214 0.05674 -0.0296 0.9451 0.0627 -9.500 -1.0395 0.05949 0.05357 -0.0208 0.9432 0.0619 -9.250 -1.0443 0.05909 0.05322 -0.0151 0.9420 0.0636 -9.000 -1.0686 0.05625 0.05008 -0.0058 0.9369 0.0632 -8.750 -1.0671 0.05553 0.04917 -0.0012 0.9338 0.0650 -8.500 -1.0705 0.05418 0.04741 0.0046 0.9318 0.0663 -8.250 -1.0708 0.05340 0.04630 0.0098 0.9305 0.0670 -8.000 -1.0906 0.05131 0.04402 0.0189 0.9252 0.0672 -7.750 -1.0904 0.04958 0.04192 0.0242 0.9218 0.0686 -7.500 -1.0688 0.04813 0.04041 0.0245 0.9200 0.0701 -7.250 -1.0432 0.04776 0.03998 0.0243 0.9186 0.0716 -7.000 -1.0197 0.04760 0.03965 0.0249 0.9176 0.0732 -6.750 -1.0377 0.04558 0.03754 0.0336 0.9120 0.0739 -6.500 -1.0242 0.04497 0.03668 0.0365 0.9084 0.0761 -6.250 -1.0008 0.04451 0.03596 0.0372 0.9061 0.0770 -6.000 -0.9650 0.04338 0.03465 0.0348 0.9051 0.0793 -5.750 -0.9214 0.04304 0.03426 0.0308 0.9042 0.0808 -5.500 -0.9308 0.04177 0.03298 0.0375 0.9000 0.0823 -5.250 -0.9033 0.04105 0.03216 0.0370 0.8959 0.0839 -5.000 -0.8689 0.04067 0.03168 0.0351 0.8935 0.0859 -4.750 -0.8332 0.04063 0.03150 0.0331 0.8918 0.0880 -4.500 -0.7718 0.03984 0.03070 0.0247 0.8913 0.0910 -4.250 -0.7260 0.03989 0.03079 0.0202 0.8903 0.0936 -4.000 -0.6841 0.04063 0.03153 0.0167 0.8894 0.0969 -3.750 -0.6990 0.03891 0.02976 0.0244 0.8819 0.0982 -3.500 -0.6667 0.03887 0.02968 0.0229 0.8788 0.1002 -3.250 -0.6300 0.03887 0.02973 0.0205 0.8769 0.1036 -3.000 -0.5951 0.03925 0.03016 0.0186 0.8755 0.1090 -2.750 -0.5582 0.04010 0.03099 0.0164 0.8744 0.1148 -2.500 -0.5714 0.03869 0.02958 0.0235 0.8662 0.1156 -2.250 -0.5399 0.03873 0.02971 0.0222 0.8628 0.1278 -2.000 -0.5042 0.03896 0.03016 0.0201 0.8609 0.1505 -1.750 -0.4634 0.03925 0.03104 0.0166 0.8596 0.2481 -1.500 -0.4240 0.04031 0.03237 0.0138 0.8585 0.3102 -1.250 -0.4467 0.03883 0.03090 0.0224 0.8502 0.3189 -1.000 -0.4157 0.03911 0.03131 0.0213 0.8465 0.3543 -0.750 -0.3718 0.03977 0.03211 0.0180 0.8439 0.3989 -0.500 -0.3328 0.04069 0.03328 0.0154 0.8425 0.4488 -0.250 -0.3331 0.04060 0.03348 0.0195 0.8419 0.4977 8.000 0.9400 0.03568 0.03026 -0.0555 0.6530 1.0000 8.250 0.9630 0.03506 0.02968 -0.0542 0.6384 1.0000 8.500 0.9979 0.03374 0.02838 -0.0545 0.6219 1.0000 8.750 1.0468 0.03169 0.02627 -0.0570 0.5990 1.0000 9.000 1.0807 0.03058 0.02496 -0.0572 0.5511 1.0000 9.250 1.0970 0.03052 0.02454 -0.0550 0.4925 1.0000 9.500 1.0934 0.03161 0.02520 -0.0499 0.4418 1.0000 9.750 1.0941 0.03269 0.02607 -0.0458 0.4101 1.0000 10.000 1.0925 0.03396 0.02717 -0.0416 0.3769 1.0000 10.250 1.0897 0.03536 0.02841 -0.0373 0.3403 1.0000 10.500 1.0849 0.03694 0.02980 -0.0329 0.3018 1.0000 10.750 1.0790 0.03866 0.03127 -0.0285 0.2613 1.0000 11.000 1.0757 0.04031 0.03271 -0.0246 0.2309 1.0000 11.250 1.0772 0.04171 0.03397 -0.0215 0.2082 1.0000 11.500 1.0797 0.04309 0.03523 -0.0186 0.1887 1.0000 11.750 1.0838 0.04439 0.03644 -0.0160 0.1723 1.0000 12.000 1.0896 0.04560 0.03760 -0.0136 0.1598 1.0000 12.250 1.0948 0.04688 0.03881 -0.0112 0.1490 1.0000 12.500 1.1018 0.04807 0.03998 -0.0090 0.1387 1.0000 12.750 1.1097 0.04921 0.04114 -0.0071 0.1291 1.0000 13.000 1.1149 0.05057 0.04239 -0.0048 0.1216 1.0000 13.250 1.1243 0.05164 0.04356 -0.0031 0.1144 1.0000 13.500 1.1295 0.05302 0.04485 -0.0011 0.1079 1.0000 13.750 1.1379 0.05421 0.04615 0.0006 0.1009 1.0000 14.000 1.1437 0.05560 0.04746 0.0025 0.0957 1.0000 14.250 1.1518 0.05685 0.04882 0.0041 0.0906 1.0000 14.500 1.1570 0.05833 0.05028 0.0059 0.0854 1.0000 14.750 1.1633 0.05979 0.05179 0.0076 0.0800 1.0000 15.000 1.1689 0.06130 0.05333 0.0093 0.0758 1.0000 15.250 1.1751 0.06275 0.05478 0.0108 0.0718 1.0000 15.500 1.1832 0.06407 0.05618 0.0122 0.0690 1.0000 15.750 1.1883 0.06569 0.05781 0.0137 0.0658 1.0000 16.000 1.1944 0.06723 0.05939 0.0152 0.0623 1.0000 16.250 1.2004 0.06882 0.06108 0.0165 0.0599 1.0000 16.500 1.2053 0.07049 0.06277 0.0177 0.0574 1.0000 16.750 1.2182 0.07140 0.06360 0.0188 0.0553 1.0000 17.000 1.2208 0.07338 0.06578 0.0201 0.0538 1.0000 17.250 1.2240 0.07533 0.06784 0.0213 0.0516 1.0000 17.500 1.2320 0.07676 0.06931 0.0223 0.0502 1.0000 17.750 1.2427 0.07793 0.07041 0.0232 0.0480 1.0000 18.000 1.2496 0.07957 0.07220 0.0242 0.0476 1.0000 18.250 1.2459 0.08236 0.07521 0.0254 0.0461 1.0000 18.500 1.2416 0.08515 0.07811 0.0262 0.0443 1.0000 18.750 1.2479 0.08690 0.07998 0.0270 0.0440 1.0000 19.000 1.2543 0.08848 0.08149 0.0276 0.0423 1.0000 19.250 1.2580 0.09060 0.08372 0.0284 0.0414 1.0000