XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 361 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.2921 0.10849 0.10175 -0.0228 1.0000 0.1096 -8.000 -0.2976 0.10820 0.10159 -0.0236 1.0000 0.1123 -7.750 -0.3085 0.10889 0.10246 -0.0245 1.0000 0.1132 -7.500 -0.2867 0.10132 0.09486 -0.0223 1.0000 0.1192 -7.250 -0.2877 0.09951 0.09315 -0.0217 1.0000 0.1237 -7.000 -0.2937 0.09930 0.09310 -0.0233 1.0000 0.1269 -6.750 -0.2953 0.09826 0.09220 -0.0261 1.0000 0.1285 -6.500 -0.2839 0.09258 0.08652 -0.0213 1.0000 0.1339 -6.250 -0.2831 0.09084 0.08488 -0.0220 1.0000 0.1394 -6.000 -0.2833 0.09186 0.08598 -0.0293 1.0000 0.1424 -5.750 -0.2791 0.08599 0.08021 -0.0219 1.0000 0.1469 -5.500 -0.2765 0.08401 0.07831 -0.0221 1.0000 0.1534 -5.250 -0.2724 0.08251 0.07688 -0.0258 1.0000 0.1580 -5.000 -0.2710 0.07923 0.07369 -0.0216 1.0000 0.1641 -4.750 -0.2632 0.07770 0.07219 -0.0260 1.0000 0.1726 -4.500 -0.2625 0.07484 0.06942 -0.0223 1.0000 0.1807 -4.250 -0.2563 0.07253 0.06715 -0.0234 1.0000 0.1902 -3.750 -0.2345 0.06850 0.06312 -0.0281 1.0000 0.2167 -3.000 -0.2082 0.06132 0.05601 -0.0280 1.0000 0.2624 -2.750 -0.1934 0.05943 0.05411 -0.0298 1.0000 0.2901 -2.500 -0.1903 0.05687 0.05165 -0.0267 1.0000 0.3103 -2.250 -0.1816 0.05488 0.04970 -0.0258 1.0000 0.3511 -1.500 -0.1683 0.04813 0.04330 -0.0124 0.9873 0.5431 -1.250 -0.1546 0.04528 0.04055 -0.0077 0.9744 0.6172 -1.000 -0.1360 0.04253 0.03787 -0.0047 0.9606 0.6775 -0.750 -0.1058 0.03990 0.03526 -0.0054 0.9462 0.7232 -0.500 0.2587 0.03736 0.02936 -0.0945 0.9237 0.2285 -0.250 0.3216 0.03566 0.02685 -0.1002 0.9076 0.1849 0.000 0.3766 0.03423 0.02491 -0.1044 0.8907 0.1704 0.250 0.4307 0.03286 0.02320 -0.1084 0.8737 0.1691 0.500 0.4893 0.03141 0.02140 -0.1125 0.8571 0.1661 0.750 0.5494 0.02998 0.01958 -0.1162 0.8406 0.1672 1.000 0.5944 0.02895 0.01837 -0.1175 0.8215 0.1731 1.250 0.6353 0.02799 0.01742 -0.1182 0.8019 0.1894 1.500 0.6773 0.02687 0.01649 -0.1190 0.7839 0.2356 1.750 0.7172 0.02469 0.01536 -0.1188 0.7671 1.0000 2.000 0.7453 0.02488 0.01516 -0.1175 0.7459 1.0000 2.250 0.7757 0.02492 0.01495 -0.1165 0.7261 1.0000 2.500 0.8068 0.02493 0.01473 -0.1155 0.7078 1.0000 2.750 0.8305 0.02544 0.01511 -0.1142 0.6863 1.0000 3.000 0.8573 0.02579 0.01533 -0.1130 0.6669 1.0000 3.250 0.8847 0.02614 0.01554 -0.1119 0.6491 1.0000 3.500 0.9086 0.02683 0.01614 -0.1108 0.6305 1.0000 3.750 0.9317 0.02759 0.01686 -0.1096 0.6122 1.0000 4.000 0.9556 0.02835 0.01761 -0.1086 0.5956 1.0000 4.250 0.9792 0.02919 0.01843 -0.1077 0.5804 1.0000 4.500 1.0022 0.03018 0.01944 -0.1069 0.5667 1.0000 4.750 1.0254 0.03124 0.02052 -0.1062 0.5548 1.0000 5.000 1.0516 0.03203 0.02130 -0.1055 0.5446 1.0000 5.250 1.0696 0.03362 0.02309 -0.1048 0.5330 1.0000 5.500 1.0880 0.03525 0.02487 -0.1041 0.5230 1.0000 5.750 1.1144 0.03615 0.02581 -0.1035 0.5157 1.0000 6.000 1.1238 0.03891 0.02885 -0.1029 0.5072 1.0000 6.250 1.1477 0.04024 0.03034 -0.1025 0.5015 1.0000 6.500 1.1504 0.04382 0.03420 -0.1018 0.4944 1.0000 6.750 1.1668 0.04593 0.03648 -0.1013 0.4884 1.0000 7.000 1.1717 0.04940 0.04015 -0.1007 0.4832 1.0000 7.250 1.1390 0.05703 0.04795 -0.1006 0.4789 1.0000 7.500 1.0837 0.06689 0.05774 -0.1013 0.4772 1.0000 7.750 1.0345 0.07615 0.06686 -0.1030 0.4787 1.0000 8.000 1.0165 0.08231 0.07303 -0.1042 0.4814 1.0000 8.250 1.0167 0.08703 0.07784 -0.1053 0.4844 1.0000 8.500 1.3586 0.03890 0.03033 -0.0865 0.3642 1.0000 8.750 1.3719 0.03569 0.02703 -0.0816 0.3208 1.0000 9.000 1.3711 0.03490 0.02629 -0.0766 0.2789 1.0000 9.250 1.3650 0.03566 0.02707 -0.0720 0.2274 1.0000 9.500 1.3571 0.03768 0.02881 -0.0681 0.1506 1.0000 9.750 1.3429 0.04062 0.03120 -0.0644 0.1257 1.0000 10.000 1.3306 0.04393 0.03431 -0.0616 0.1148 1.0000 10.250 1.3196 0.04745 0.03779 -0.0596 0.1079 1.0000 10.500 1.3106 0.05106 0.04141 -0.0583 0.1027 1.0000 10.750 1.3041 0.05466 0.04509 -0.0573 0.0976 1.0000 11.000 1.2971 0.05844 0.04884 -0.0566 0.0936 1.0000 11.250 1.2977 0.06161 0.05220 -0.0556 0.0893 1.0000 11.500 1.3034 0.06429 0.05499 -0.0542 0.0855 1.0000 11.750 1.3455 0.06447 0.05495 -0.0496 0.0804 1.0000 12.000 1.3742 0.06669 0.05756 -0.0476 0.0783 1.0000 12.250 1.3859 0.07004 0.06126 -0.0465 0.0764 1.0000 12.500 1.3897 0.07386 0.06540 -0.0458 0.0750 1.0000 12.750 1.3876 0.07814 0.06998 -0.0454 0.0741 1.0000 13.000 1.3782 0.08301 0.07518 -0.0458 0.0740 1.0000 13.250 1.3623 0.08860 0.08108 -0.0470 0.0743 1.0000 13.500 1.3415 0.09500 0.08778 -0.0493 0.0750 1.0000 13.750 1.3176 0.10226 0.09530 -0.0528 0.0758 1.0000 14.000 1.2921 0.11041 0.10369 -0.0572 0.0769 1.0000 14.250 1.2668 0.11930 0.11275 -0.0624 0.0782 1.0000 14.500 1.2453 0.12836 0.12193 -0.0676 0.0794 1.0000 14.750 1.2291 0.13711 0.13075 -0.0723 0.0804 1.0000 15.000 1.1485 0.16632 0.15988 -0.0938 0.0919 1.0000