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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.750 -0.5127 0.15292 0.14615 -0.0112 1.0000 0.3036 -9.500 -0.4998 0.14980 0.14300 -0.0100 1.0000 0.3103 -9.250 -0.5543 0.14980 0.14315 -0.0089 1.0000 0.3196 -9.000 -0.5082 0.14430 0.13755 -0.0079 1.0000 0.3259 -8.750 -0.5295 0.14275 0.13607 -0.0064 1.0000 0.3369 -8.500 -0.5160 0.13884 0.13213 -0.0053 1.0000 0.3442 -8.250 -0.5382 0.13717 0.13054 -0.0034 1.0000 0.3560 -8.000 -0.5309 0.13331 0.12667 -0.0024 1.0000 0.3614 -7.750 -0.5257 0.13050 0.12385 -0.0010 1.0000 0.3700 -7.500 -0.5528 0.12765 0.12110 0.0010 1.0000 0.3791 -7.250 -0.5355 0.12473 0.11813 0.0023 1.0000 0.3879 -7.000 -0.5580 0.12176 0.11524 0.0047 1.0000 0.3993 -6.750 -0.9254 0.08996 0.08290 0.0145 1.0000 0.1928 -6.500 -0.9238 0.08597 0.07885 0.0174 1.0000 0.1913 -6.250 -0.9295 0.08254 0.07532 0.0216 1.0000 0.1894 -6.000 -0.9452 0.07883 0.07142 0.0275 1.0000 0.1876 -5.750 -0.9612 0.07516 0.06750 0.0339 1.0000 0.1845 -5.500 -0.9784 0.07168 0.06372 0.0409 1.0000 0.1834 -5.250 -0.9990 0.06785 0.05943 0.0490 1.0000 0.1806 -5.000 -1.0176 0.06431 0.05531 0.0574 1.0000 0.1781 -4.750 -1.0186 0.06182 0.05254 0.0626 1.0000 0.1789 -4.500 -1.0146 0.05989 0.05042 0.0667 1.0000 0.1811 -1.500 -0.2654 0.06131 0.05244 -0.0232 1.0000 1.0000 -1.250 -0.2519 0.06141 0.05213 -0.0220 1.0000 1.0000 -1.000 -0.2378 0.06169 0.05208 -0.0207 1.0000 1.0000 -0.750 -0.2231 0.06204 0.05216 -0.0194 1.0000 1.0000 -0.500 -0.2085 0.06244 0.05233 -0.0180 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1936 0.06289 0.05256 -0.0167 1.0000 1.0000 0.000 -0.1788 0.06338 0.05285 -0.0154 1.0000 1.0000 3.250 0.0166 0.07238 0.06053 -0.0010 0.9990 1.0000 3.500 0.0414 0.07353 0.06167 -0.0026 0.9947 1.0000 3.750 0.0589 0.07394 0.06209 -0.0028 0.9909 1.0000 4.000 0.0856 0.07607 0.06421 -0.0047 0.9855 1.0000 4.250 0.1012 0.07615 0.06433 -0.0047 0.9794 1.0000 4.500 0.1211 0.07749 0.06568 -0.0055 0.9735 1.0000 4.750 0.1468 0.07951 0.06771 -0.0074 0.9657 1.0000 5.000 0.1625 0.08007 0.06833 -0.0076 0.9567 1.0000 5.250 0.1796 0.08117 0.06948 -0.0081 0.9473 1.0000 5.500 0.1972 0.08257 0.07092 -0.0087 0.9382 1.0000 5.750 0.2174 0.08424 0.07263 -0.0098 0.9280 1.0000 6.000 0.2399 0.08615 0.07460 -0.0114 0.9166 1.0000 6.250 0.2635 0.08800 0.07650 -0.0130 0.9040 1.0000 6.500 0.2779 0.08893 0.07749 -0.0130 0.8908 1.0000 6.750 0.2910 0.09004 0.07867 -0.0129 0.8783 1.0000 7.000 0.3059 0.09149 0.08018 -0.0131 0.8661 1.0000 7.250 0.3243 0.09313 0.08189 -0.0137 0.8534 1.0000 7.500 0.3440 0.09461 0.08344 -0.0145 0.8379 1.0000 7.750 0.3872 0.09600 0.08493 -0.0180 0.8099 1.0000 8.000 0.4539 0.09235 0.08137 -0.0210 0.7429 1.0000 8.250 0.4822 0.09213 0.08125 -0.0212 0.7185 1.0000 8.500 0.5282 0.09165 0.08089 -0.0233 0.6979 1.0000 8.750 0.5415 0.09185 0.08118 -0.0219 0.6765 1.0000 9.000 0.5709 0.09163 0.08108 -0.0220 0.6565 1.0000 9.250 0.6067 0.09094 0.08054 -0.0225 0.6374 1.0000 9.500 0.6491 0.08955 0.07934 -0.0232 0.6185 1.0000 9.750 0.6923 0.08755 0.07750 -0.0234 0.5999 1.0000 10.000 0.7071 0.08736 0.07746 -0.0214 0.5774 1.0000 10.250 0.7395 0.08546 0.07574 -0.0201 0.5551 1.0000 10.500 0.7901 0.08128 0.07179 -0.0193 0.5347 1.0000 10.750 0.8545 0.07474 0.06553 -0.0183 0.5160 1.0000 11.000 0.9699 0.06172 0.05282 -0.0191 0.4953 1.0000 11.250 1.0565 0.05392 0.04477 -0.0200 0.4367 1.0000 11.500 1.1129 0.05188 0.04203 -0.0212 0.3700 1.0000 11.750 1.1294 0.05288 0.04279 -0.0192 0.3330 1.0000 12.000 1.1391 0.05414 0.04390 -0.0166 0.3036 1.0000 12.250 1.1572 0.05530 0.04491 -0.0152 0.2782 1.0000 12.500 1.1744 0.05660 0.04612 -0.0138 0.2562 1.0000 12.750 1.2104 0.05758 0.04674 -0.0148 0.2319 1.0000 13.000 1.2332 0.05930 0.04846 -0.0143 0.2149 1.0000 13.250 1.2354 0.06140 0.05079 -0.0113 0.2043 1.0000 13.500 1.2465 0.06364 0.05314 -0.0095 0.1922 1.0000 13.750 1.2688 0.06588 0.05537 -0.0092 0.1804 1.0000 14.000 1.2603 0.06859 0.05842 -0.0051 0.1750 1.0000 14.250 1.2830 0.07102 0.06081 -0.0050 0.1654 1.0000 14.500 1.2599 0.07429 0.06447 0.0004 0.1630 1.0000 14.750 1.2382 0.07786 0.06837 0.0051 0.1606 1.0000 15.000 1.2718 0.08016 0.07050 0.0041 0.1508 1.0000 15.250 1.2392 0.08403 0.07472 0.0095 0.1501 1.0000 15.500 1.2124 0.08810 0.07907 0.0135 0.1501 1.0000 15.750 1.1731 0.09316 0.08443 0.0179 0.1499 1.0000 16.000 1.1301 0.09886 0.09039 0.0214 0.1498 1.0000 16.250 1.0945 0.10504 0.09678 0.0234 0.1505 1.0000 16.500 1.0540 0.11246 0.10437 0.0244 0.1512 1.0000