XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 440 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.750 0.2278 0.11130 0.10615 -0.1111 0.8161 0.0575 -7.500 0.2395 0.10852 0.10334 -0.1127 0.8093 0.0602 -7.250 0.2398 0.10727 0.10210 -0.1122 0.7976 0.0623 -7.000 0.2371 0.10674 0.10162 -0.1120 0.7864 0.0640 -6.750 0.2325 0.10658 0.10149 -0.1119 0.7758 0.0647 -6.500 0.2310 0.10608 0.10101 -0.1129 0.7670 0.0651 -6.250 0.2429 0.10104 0.09600 -0.1110 0.7577 0.0667 -6.000 0.2635 0.09639 0.09127 -0.1117 0.7524 0.0706 -5.750 0.2613 0.09512 0.09003 -0.1100 0.7411 0.0730 -5.500 0.2616 0.09385 0.08877 -0.1098 0.7309 0.0759 -5.250 0.2702 0.09307 0.08797 -0.1153 0.7233 0.0789 -5.000 0.2737 0.09275 0.08768 -0.1194 0.7114 0.0795 -4.750 0.2794 0.08758 0.08252 -0.1122 0.7036 0.0827 -4.500 0.2939 0.08467 0.07955 -0.1135 0.6962 0.0880 -4.250 0.3033 0.08430 0.07918 -0.1204 0.6845 0.0934 -4.000 0.3159 0.08027 0.07513 -0.1191 0.6779 0.0964 -3.750 0.3243 0.07793 0.07278 -0.1182 0.6685 0.1019 -3.500 0.3438 0.07580 0.07060 -0.1254 0.6581 0.1102 -3.250 0.3762 0.07200 0.06668 -0.1314 0.6519 0.1247 -3.000 0.3739 0.07038 0.06510 -0.1264 0.6414 0.1309 -2.750 0.4072 0.06692 0.06152 -0.1322 0.6349 0.1574 -2.250 0.5582 0.05450 0.04824 -0.1654 0.6182 0.0530 -1.750 0.6746 0.04653 0.03926 -0.1829 0.6018 0.0382 -1.500 0.7376 0.04276 0.03480 -0.1913 0.5946 0.0364 -1.250 0.7832 0.04063 0.03208 -0.1958 0.5858 0.0346 -1.000 0.8348 0.03828 0.02899 -0.2000 0.5792 0.0340 -0.750 0.8646 0.03748 0.02776 -0.2006 0.5703 0.0351 -0.500 0.9061 0.03603 0.02574 -0.2025 0.5642 0.0419 -0.250 0.9315 0.03583 0.02527 -0.2024 0.5556 0.0481 0.000 0.9749 0.03484 0.02389 -0.2050 0.5495 0.0745 0.250 1.0075 0.03357 0.02436 -0.2067 0.5415 0.6197 0.500 1.0090 0.03280 0.02394 -0.2005 0.5361 1.0000 0.750 1.0361 0.03354 0.02395 -0.2012 0.5290 1.0000 1.000 1.0635 0.03412 0.02399 -0.2017 0.5223 1.0000 1.250 1.0915 0.03462 0.02402 -0.2022 0.5164 1.0000 1.500 1.1097 0.03560 0.02461 -0.2015 0.5094 1.0000 1.750 1.1426 0.03577 0.02436 -0.2025 0.5046 1.0000 2.000 1.1535 0.03716 0.02566 -0.2010 0.4976 1.0000 2.250 1.1786 0.03773 0.02600 -0.2011 0.4922 1.0000 2.500 1.2045 0.03826 0.02635 -0.2013 0.4874 1.0000 2.750 1.2119 0.03981 0.02792 -0.1993 0.4808 1.0000 3.000 1.2403 0.04018 0.02815 -0.1997 0.4763 1.0000 3.250 1.2469 0.04147 0.02945 -0.1974 0.4692 1.0000 3.500 1.2518 0.04100 0.02871 -0.1936 0.4494 1.0000 3.750 1.2544 0.04132 0.02881 -0.1902 0.4322 1.0000 4.250 1.2486 0.04376 0.03094 -0.1835 0.3991 1.0000 4.500 1.2401 0.04601 0.03324 -0.1805 0.3827 1.0000 4.750 1.2400 0.04807 0.03531 -0.1786 0.3709 1.0000 5.000 1.2336 0.05066 0.03785 -0.1765 0.3534 1.0000 5.250 1.2235 0.05404 0.04126 -0.1747 0.3328 1.0000 5.500 1.2203 0.05700 0.04421 -0.1734 0.3163 1.0000 5.750 1.2186 0.05998 0.04718 -0.1724 0.3007 1.0000 6.000 1.2151 0.06319 0.05030 -0.1714 0.2800 1.0000 6.250 1.2137 0.06635 0.05341 -0.1705 0.2623 1.0000 6.500 1.2082 0.06992 0.05678 -0.1696 0.2329 1.0000 8.000 1.1169 0.10389 0.09021 -0.1684 0.0363 1.0000 8.250 1.1186 0.10747 0.09392 -0.1686 0.0357 1.0000 8.500 1.1208 0.11098 0.09758 -0.1689 0.0357 1.0000