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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.750 -0.6400 0.10191 0.09464 -0.0737 0.9651 0.0911 -10.500 -0.6859 0.09517 0.08781 -0.0727 0.9634 0.0908 -10.250 -0.7317 0.08995 0.08245 -0.0689 0.9616 0.0907 -10.000 -0.7648 0.08629 0.07866 -0.0640 0.9602 0.0904 -9.750 -0.8053 0.08309 0.07526 -0.0568 0.9593 0.0905 -9.500 -0.8405 0.08033 0.07228 -0.0492 0.9577 0.0905 -9.250 -0.8777 0.07794 0.06964 -0.0402 0.9554 0.0908 -9.000 -0.9038 0.07561 0.06706 -0.0325 0.9537 0.0909 -8.750 -0.9153 0.07360 0.06496 -0.0269 0.9523 0.0925 -8.500 -0.9319 0.07104 0.06210 -0.0204 0.9502 0.0924 -8.250 -0.9226 0.07025 0.06134 -0.0181 0.9482 0.0951 -8.000 -0.9271 0.06845 0.05931 -0.0133 0.9464 0.0963 -7.750 -0.9335 0.06654 0.05711 -0.0080 0.9441 0.0975 -7.500 -0.9409 0.06448 0.05474 -0.0021 0.9416 0.0988 -7.250 -0.9433 0.06248 0.05238 0.0029 0.9389 0.1001 -7.000 -0.9438 0.06073 0.05021 0.0077 0.9366 0.1022 -6.750 -0.9407 0.05902 0.04798 0.0120 0.9342 0.1046 -6.500 -0.9266 0.05770 0.04660 0.0139 0.9313 0.1063 -6.250 -0.9143 0.05644 0.04518 0.0164 0.9283 0.1082 -6.000 -0.8982 0.05524 0.04376 0.0181 0.9256 0.1100 -5.750 -0.8794 0.05427 0.04254 0.0193 0.9229 0.1131 -5.500 -0.8551 0.05332 0.04122 0.0196 0.9207 0.1166 -5.250 -0.8363 0.05218 0.03991 0.0208 0.9171 0.1198 -5.000 -0.8127 0.05132 0.03899 0.0209 0.9142 0.1223 -4.750 -0.7855 0.05060 0.03814 0.0204 0.9118 0.1254 -4.500 -0.7528 0.05000 0.03730 0.0188 0.9093 0.1316 -4.250 -0.7169 0.04962 0.03690 0.0164 0.9070 0.1378 -4.000 -0.6855 0.04905 0.03624 0.0149 0.9038 0.1438 -3.750 -0.6473 0.04855 0.03565 0.0119 0.9011 0.1505 -3.500 -0.5982 0.04820 0.03531 0.0064 0.8992 0.1655 -3.250 -0.5528 0.04804 0.03527 0.0017 0.8972 0.1865 -3.000 -0.5093 0.04796 0.03534 -0.0025 0.8950 0.2203 -2.750 -0.4719 0.04805 0.03556 -0.0053 0.8927 0.2619 -2.500 -0.4446 0.04808 0.03571 -0.0060 0.8895 0.3015 -2.250 -0.4234 0.04798 0.03568 -0.0055 0.8859 0.3352 -2.000 -0.3998 0.04806 0.03584 -0.0056 0.8832 0.3724 -1.750 -0.3723 0.04813 0.03611 -0.0063 0.8806 0.4231 -1.250 -0.1440 0.05294 0.04302 -0.0411 0.8804 0.9040 7.250 0.6125 0.06608 0.05459 -0.0322 0.6649 1.0000 7.500 0.6320 0.06605 0.05465 -0.0311 0.6534 1.0000 7.750 0.6470 0.06619 0.05488 -0.0294 0.6398 1.0000 8.000 0.6664 0.06601 0.05482 -0.0281 0.6269 1.0000 8.250 0.7014 0.06464 0.05357 -0.0281 0.6180 1.0000 8.500 0.7179 0.06444 0.05348 -0.0262 0.6023 1.0000 8.750 0.7350 0.06415 0.05330 -0.0243 0.5866 1.0000 9.000 0.7523 0.06397 0.05323 -0.0225 0.5714 1.0000 9.250 0.7712 0.06364 0.05302 -0.0208 0.5565 1.0000 9.500 0.7922 0.06312 0.05264 -0.0193 0.5426 1.0000 9.750 0.8130 0.06253 0.05217 -0.0176 0.5268 1.0000 10.000 0.8317 0.06216 0.05191 -0.0157 0.5083 1.0000 10.250 0.8537 0.06148 0.05134 -0.0141 0.4891 1.0000 10.500 0.8814 0.06029 0.05020 -0.0128 0.4685 1.0000 10.750 0.9155 0.05859 0.04847 -0.0120 0.4460 1.0000 11.000 0.9375 0.05813 0.04796 -0.0105 0.4174 1.0000 11.250 0.9582 0.05788 0.04755 -0.0089 0.3884 1.0000 11.500 0.9672 0.05874 0.04833 -0.0065 0.3576 1.0000 11.750 0.9743 0.05987 0.04944 -0.0042 0.3301 1.0000 12.000 0.9811 0.06103 0.05047 -0.0019 0.3035 1.0000 12.250 0.9859 0.06244 0.05180 0.0003 0.2796 1.0000 12.500 0.9930 0.06374 0.05300 0.0023 0.2597 1.0000 12.750 0.9991 0.06515 0.05432 0.0043 0.2412 1.0000 13.000 1.0078 0.06644 0.05556 0.0060 0.2265 1.0000 13.250 1.0157 0.06782 0.05689 0.0077 0.2118 1.0000 13.500 1.0250 0.06910 0.05811 0.0092 0.1998 1.0000 13.750 1.0350 0.07037 0.05939 0.0106 0.1883 1.0000 14.000 1.0460 0.07168 0.06078 0.0119 0.1779 1.0000 14.250 1.0546 0.07306 0.06214 0.0133 0.1681 1.0000 14.500 1.0600 0.07482 0.06402 0.0147 0.1583 1.0000 14.750 1.0693 0.07630 0.06556 0.0160 0.1500 1.0000 15.000 1.0728 0.07822 0.06758 0.0174 0.1419 1.0000 15.250 1.0786 0.08006 0.06952 0.0187 0.1346 1.0000 15.500 1.0826 0.08205 0.07163 0.0199 0.1278 1.0000 15.750 1.0867 0.08399 0.07364 0.0212 0.1216 1.0000 16.000 1.0837 0.08681 0.07670 0.0225 0.1156 1.0000 16.250 1.0894 0.08851 0.07835 0.0234 0.1101 1.0000 16.500 1.0858 0.09166 0.08176 0.0245 0.1054 1.0000 16.750 1.0802 0.09488 0.08516 0.0255 0.1006 1.0000 17.000 1.0886 0.09628 0.08647 0.0263 0.0962 1.0000 17.250 1.0755 0.10085 0.09141 0.0269 0.0931 1.0000 17.500 1.0624 0.10529 0.09610 0.0272 0.0896 1.0000 17.750 1.0592 0.10837 0.09923 0.0275 0.0862 1.0000 18.000 1.0591 0.11107 0.10196 0.0277 0.0834 1.0000 18.250 1.0349 0.11771 0.10894 0.0267 0.0818 1.0000 18.500 1.0051 0.12562 0.11717 0.0247 0.0805 1.0000 18.750 0.9673 0.13581 0.12763 0.0211 0.0798 1.0000 19.000 0.8983 0.15411 0.14619 0.0123 0.0801 1.0000