XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 407 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.3316 0.10497 0.10020 -0.0314 1.0000 0.0739 -8.000 -0.3518 0.10464 0.09998 -0.0304 1.0000 0.0742 -7.750 -0.3680 0.10394 0.09938 -0.0307 1.0000 0.0744 -7.500 -0.3834 0.10334 0.09884 -0.0315 1.0000 0.0746 -7.250 -0.3562 0.09521 0.09077 -0.0243 1.0000 0.0767 -7.000 -0.3603 0.09312 0.08876 -0.0216 1.0000 0.0778 -6.750 -0.3706 0.09165 0.08737 -0.0190 1.0000 0.0788 -6.500 -0.3834 0.09039 0.08620 -0.0165 1.0000 0.0797 -6.250 -0.3959 0.08915 0.08503 -0.0143 1.0000 0.0806 -6.000 -0.3993 0.08725 0.08317 -0.0144 0.9986 0.0822 -5.750 -0.3468 0.08407 0.07955 -0.0369 0.9839 0.0879 -5.500 -0.3323 0.07800 0.07364 -0.0352 0.9787 0.0892 -5.250 -0.3080 0.07403 0.06968 -0.0366 0.9725 0.0919 -5.000 -0.2826 0.07073 0.06631 -0.0405 0.9632 0.0964 -4.750 -0.2473 0.06719 0.06245 -0.0495 0.9532 0.1034 -4.500 -0.2275 0.06360 0.05894 -0.0496 0.9461 0.1068 -4.250 -0.1993 0.06100 0.05618 -0.0530 0.9377 0.1141 -4.000 -0.1701 0.05757 0.05255 -0.0571 0.9299 0.1197 -3.750 -0.1509 0.05502 0.05000 -0.0572 0.9218 0.1241 -3.500 -0.1169 0.05249 0.04714 -0.0612 0.9147 0.1347 -3.250 -0.0997 0.05001 0.04470 -0.0606 0.9064 0.1396 -3.000 -0.0674 0.04749 0.04196 -0.0632 0.9001 0.1520 -2.750 -0.0458 0.04593 0.04019 -0.0633 0.8907 0.1660 -2.500 -0.0137 0.04322 0.03741 -0.0651 0.8852 0.1830 -2.250 0.0057 0.04145 0.03556 -0.0644 0.8758 0.1993 -2.000 0.0390 0.03936 0.03334 -0.0660 0.8703 0.2299 -1.750 0.0570 0.03747 0.03149 -0.0647 0.8615 0.2516 -1.500 0.0867 0.03621 0.03008 -0.0651 0.8557 0.3086 -1.250 0.1068 0.03363 0.02762 -0.0639 0.8485 0.3436 -1.000 0.1336 0.03147 0.02547 -0.0633 0.8417 0.3786 -0.750 0.2360 0.02909 0.02100 -0.0718 0.8393 0.1299 -0.500 0.2696 0.02737 0.01889 -0.0716 0.8318 0.1125 -0.250 0.3135 0.02596 0.01694 -0.0729 0.8256 0.1025 0.000 0.3675 0.02400 0.01480 -0.0768 0.8219 0.1008 0.250 0.3927 0.02339 0.01409 -0.0758 0.8114 0.1012 0.500 0.4448 0.02184 0.01254 -0.0797 0.8062 0.1069 0.750 0.4712 0.02138 0.01210 -0.0789 0.7951 0.1110 1.000 0.5218 0.02019 0.01088 -0.0823 0.7888 0.1188 1.250 0.5490 0.01991 0.01062 -0.0818 0.7765 0.1321 1.500 0.7194 0.01669 0.00907 -0.1108 0.7657 1.0000 1.750 0.7480 0.01674 0.00895 -0.1104 0.7537 1.0000 2.000 0.7742 0.01683 0.00891 -0.1096 0.7407 1.0000 2.250 0.7963 0.01699 0.00899 -0.1080 0.7263 1.0000 2.500 0.8192 0.01713 0.00906 -0.1066 0.7119 1.0000 2.750 0.8427 0.01725 0.00909 -0.1052 0.6971 1.0000 3.000 0.8663 0.01737 0.00913 -0.1039 0.6820 1.0000 3.250 0.8900 0.01751 0.00919 -0.1026 0.6665 1.0000 3.500 0.9134 0.01767 0.00928 -0.1013 0.6505 1.0000 3.750 0.9365 0.01787 0.00939 -0.0999 0.6341 1.0000 4.000 0.9591 0.01809 0.00955 -0.0985 0.6173 1.0000 4.250 0.9813 0.01834 0.00973 -0.0971 0.6005 1.0000 4.500 1.0030 0.01859 0.00993 -0.0955 0.5839 1.0000 4.750 1.0242 0.01885 0.01014 -0.0940 0.5675 1.0000 5.000 1.0451 0.01911 0.01037 -0.0923 0.5517 1.0000 5.250 1.0658 0.01935 0.01058 -0.0907 0.5362 1.0000 5.500 1.0862 0.01959 0.01078 -0.0890 0.5210 1.0000 5.750 1.1065 0.01984 0.01099 -0.0873 0.5064 1.0000 6.000 1.1273 0.02014 0.01129 -0.0858 0.4929 1.0000 6.250 1.1494 0.02049 0.01158 -0.0846 0.4809 1.0000 6.500 1.1720 0.02085 0.01189 -0.0835 0.4691 1.0000 6.750 1.1907 0.02130 0.01240 -0.0817 0.4564 1.0000 7.000 1.2103 0.02177 0.01290 -0.0801 0.4445 1.0000 7.250 1.2309 0.02224 0.01334 -0.0787 0.4327 1.0000 7.500 1.2536 0.02270 0.01373 -0.0777 0.4211 1.0000 7.750 1.2703 0.02324 0.01441 -0.0757 0.4095 1.0000 8.000 1.2883 0.02381 0.01505 -0.0739 0.3984 1.0000 8.250 1.3083 0.02433 0.01557 -0.0725 0.3870 1.0000 8.500 1.3272 0.02483 0.01608 -0.0708 0.3749 1.0000 8.750 1.3402 0.02537 0.01680 -0.0682 0.3624 1.0000 9.000 1.3537 0.02590 0.01741 -0.0656 0.3491 1.0000 9.250 1.3660 0.02640 0.01798 -0.0628 0.3347 1.0000 9.500 1.3759 0.02690 0.01854 -0.0596 0.3191 1.0000 9.750 1.3829 0.02745 0.01912 -0.0559 0.3020 1.0000 10.000 1.3869 0.02802 0.01970 -0.0517 0.2839 1.0000 10.250 1.3890 0.02869 0.02032 -0.0474 0.2655 1.0000 10.500 1.3871 0.02943 0.02104 -0.0424 0.2487 1.0000 10.750 1.3838 0.03022 0.02182 -0.0374 0.2336 1.0000 11.000 1.3822 0.03113 0.02269 -0.0331 0.2194 1.0000 11.250 1.3799 0.03213 0.02376 -0.0290 0.2063 1.0000 11.500 1.3783 0.03328 0.02496 -0.0253 0.1937 1.0000 11.750 1.3769 0.03454 0.02628 -0.0220 0.1820 1.0000 12.000 1.3755 0.03597 0.02775 -0.0190 0.1712 1.0000 12.250 1.3747 0.03754 0.02927 -0.0164 0.1618 1.0000 12.500 1.3734 0.03930 0.03113 -0.0141 0.1523 1.0000 12.750 1.3717 0.04127 0.03315 -0.0119 0.1431 1.0000 13.000 1.3690 0.04345 0.03527 -0.0100 0.1340 1.0000 13.250 1.3645 0.04588 0.03773 -0.0082 0.1244 1.0000 13.500 1.3571 0.04874 0.04066 -0.0065 0.1137 1.0000 13.750 1.3482 0.05194 0.04388 -0.0050 0.1025 1.0000 14.000 1.3383 0.05536 0.04728 -0.0037 0.0916 1.0000 14.250 1.3331 0.05844 0.05026 -0.0025 0.0822 1.0000 14.500 1.3251 0.06195 0.05402 -0.0018 0.0761 1.0000 14.750 1.3248 0.06467 0.05663 -0.0010 0.0702 1.0000 15.000 1.3194 0.06813 0.06035 -0.0006 0.0665 1.0000 15.250 1.3165 0.07116 0.06341 -0.0004 0.0627 1.0000 15.500 1.3202 0.07372 0.06596 0.0004 0.0595 1.0000 15.750 1.3156 0.07744 0.06995 0.0005 0.0576 1.0000 16.000 1.3117 0.08114 0.07386 0.0005 0.0558 1.0000 16.250 1.3082 0.08475 0.07761 0.0004 0.0541 1.0000 16.500 1.3086 0.08788 0.08082 0.0005 0.0526 1.0000 16.750 1.3139 0.09079 0.08372 0.0011 0.0509 1.0000 17.000 1.2963 0.09643 0.08965 -0.0006 0.0505 1.0000 17.250 1.2777 0.10254 0.09602 -0.0027 0.0503 1.0000 17.500 1.2575 0.10923 0.10297 -0.0054 0.0502 1.0000 17.750 1.2354 0.11659 0.11056 -0.0089 0.0503 1.0000 18.000 1.2100 0.12496 0.11915 -0.0134 0.0505 1.0000 18.250 1.1838 0.13403 0.12841 -0.0184 0.0508 1.0000 18.500 0.9834 0.20119 0.19563 -0.0586 0.0689 1.0000 18.750 0.9805 0.20902 0.20346 -0.0623 0.0730 1.0000 19.000 0.9934 0.21068 0.20516 -0.0616 0.0716 1.0000