XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 448 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.000 0.1684 0.10325 0.09957 -0.1301 0.7542 0.0131 -10.750 0.1766 0.10044 0.09675 -0.1315 0.7503 0.0136 -10.500 0.1767 0.09559 0.09190 -0.1336 0.7464 0.0149 -10.250 0.1894 0.09401 0.09030 -0.1347 0.7422 0.0152 -10.000 0.2015 0.09228 0.08853 -0.1359 0.7384 0.0155 -9.750 0.2122 0.09011 0.08635 -0.1372 0.7347 0.0159 -9.500 0.2217 0.08762 0.08386 -0.1387 0.7306 0.0164 -9.000 0.2320 0.08080 0.07699 -0.1424 0.7227 0.0185 -8.750 0.2459 0.07941 0.07559 -0.1435 0.7190 0.0188 -8.500 0.2585 0.07765 0.07383 -0.1447 0.7152 0.0193 -8.250 0.2689 0.07542 0.07159 -0.1462 0.7112 0.0199 -8.000 0.2770 0.07277 0.06891 -0.1479 0.7073 0.0207 -7.750 0.2756 0.06857 0.06471 -0.1505 0.7037 0.0223 -7.500 0.2907 0.06732 0.06346 -0.1517 0.6998 0.0226 -7.250 0.3065 0.06579 0.06192 -0.1535 0.6958 0.0231 -7.000 0.3216 0.06369 0.05980 -0.1560 0.6921 0.0237 -6.750 0.3368 0.06104 0.05710 -0.1594 0.6887 0.0245 -5.750 0.4748 0.01546 0.00967 -0.2285 0.6752 0.0369 -5.500 0.5027 0.01525 0.00939 -0.2287 0.6721 0.0377 -5.250 0.5309 0.01506 0.00916 -0.2290 0.6688 0.0385 -5.000 0.5588 0.01471 0.00871 -0.2293 0.6651 0.0395 -4.750 0.5867 0.01412 0.00795 -0.2298 0.6614 0.0410 -4.500 0.6145 0.01356 0.00718 -0.2302 0.6580 0.0428 -4.250 0.6421 0.01379 0.00744 -0.2301 0.6548 0.0438 -4.000 0.6698 0.01393 0.00760 -0.2301 0.6515 0.0447 -3.750 0.6974 0.01387 0.00748 -0.2302 0.6479 0.0462 -3.500 0.7251 0.01336 0.00677 -0.2305 0.6443 0.0490 -3.250 0.7521 0.01357 0.00697 -0.2304 0.6409 0.0498 -3.000 0.7794 0.01369 0.00707 -0.2304 0.6378 0.0510 -2.750 0.8071 0.01346 0.00673 -0.2306 0.6345 0.0537 -2.500 0.8344 0.01328 0.00644 -0.2306 0.6310 0.0557 -2.250 0.8610 0.01343 0.00657 -0.2305 0.6274 0.0567 -1.750 0.9148 0.01339 0.00638 -0.2305 0.6211 0.0602 -1.500 0.9420 0.01327 0.00610 -0.2305 0.6177 0.0619 -1.250 0.9684 0.01316 0.00599 -0.2305 0.6141 0.0628 -1.000 0.9944 0.01319 0.00601 -0.2303 0.6106 0.0639 -0.750 1.0204 0.01324 0.00602 -0.2302 0.6074 0.0655 -0.500 1.0468 0.01321 0.00597 -0.2301 0.6041 0.0673 -0.250 1.0727 0.01318 0.00586 -0.2299 0.6001 0.0685 0.000 1.0978 0.01317 0.00576 -0.2296 0.5956 0.0691 0.250 1.1224 0.01309 0.00561 -0.2292 0.5908 0.0697 0.500 1.1471 0.01295 0.00549 -0.2288 0.5851 0.0705 0.750 1.1709 0.01293 0.00546 -0.2283 0.5798 0.0714 1.000 1.1946 0.01296 0.00545 -0.2277 0.5758 0.0721 1.250 1.2197 0.01294 0.00544 -0.2275 0.5724 0.0727 1.500 1.2441 0.01295 0.00545 -0.2270 0.5685 0.0733 1.750 1.2666 0.01299 0.00548 -0.2262 0.5644 0.0738 2.000 1.2877 0.01306 0.00553 -0.2252 0.5604 0.0744 2.250 1.3102 0.01311 0.00559 -0.2244 0.5568 0.0749 2.500 1.3326 0.01318 0.00568 -0.2236 0.5529 0.0755 2.750 1.3545 0.01330 0.00580 -0.2227 0.5486 0.0762 3.000 1.3756 0.01349 0.00597 -0.2218 0.5441 0.0770 3.250 1.3982 0.01364 0.00614 -0.2211 0.5392 0.0775 3.500 1.4196 0.01382 0.00634 -0.2202 0.5336 0.0778 3.750 1.4400 0.01404 0.00654 -0.2192 0.5284 0.0786 4.000 1.4621 0.01421 0.00675 -0.2185 0.5239 0.0794 4.250 1.4836 0.01442 0.00700 -0.2178 0.5190 0.0802 4.500 1.5034 0.01471 0.00729 -0.2167 0.5140 0.0811 4.750 1.5230 0.01501 0.00760 -0.2156 0.5093 0.0819 5.000 1.5432 0.01530 0.00792 -0.2147 0.5037 0.0829 5.250 1.5611 0.01569 0.00831 -0.2133 0.4978 0.0839 5.500 1.5794 0.01607 0.00871 -0.2121 0.4926 0.0849 5.750 1.5985 0.01644 0.00911 -0.2111 0.4870 0.0864 6.250 1.6322 0.01741 0.01010 -0.2083 0.4753 0.0907 6.500 1.6470 0.01801 0.01071 -0.2066 0.4671 0.0939 6.750 1.6596 0.01873 0.01145 -0.2047 0.4569 0.0986 7.000 1.6692 0.01964 0.01243 -0.2024 0.4447 0.1749 7.250 1.6765 0.02072 0.01350 -0.1999 0.4313 0.2032 7.500 1.6869 0.02169 0.01453 -0.1979 0.4189 0.2562 8.000 1.7023 0.02333 0.01706 -0.1934 0.3949 1.0000 8.250 1.7068 0.02480 0.01848 -0.1908 0.3825 1.0000 8.500 1.7107 0.02637 0.02000 -0.1883 0.3691 1.0000 8.750 1.7156 0.02794 0.02153 -0.1859 0.3566 1.0000 9.000 1.7193 0.02963 0.02319 -0.1835 0.3451 1.0000 9.250 1.7209 0.03154 0.02507 -0.1810 0.3330 1.0000 9.500 1.7196 0.03375 0.02721 -0.1783 0.3182 1.0000 9.750 1.7188 0.03597 0.02938 -0.1757 0.3037 1.0000 10.000 1.7182 0.03824 0.03161 -0.1733 0.2890 1.0000 10.250 1.7154 0.04077 0.03408 -0.1707 0.2727 1.0000 10.500 1.7065 0.04392 0.03712 -0.1678 0.2483 1.0000 10.750 1.6798 0.04879 0.04175 -0.1635 0.2036 1.0000 11.000 1.6555 0.05364 0.04641 -0.1597 0.1697 1.0000 11.250 1.6457 0.05718 0.04988 -0.1573 0.1525 1.0000 11.500 1.6390 0.06051 0.05317 -0.1552 0.1373 1.0000 11.750 1.6197 0.06525 0.05775 -0.1524 0.1031 1.0000 12.000 1.5909 0.07117 0.06347 -0.1494 0.0634 1.0000 12.250 1.5659 0.07692 0.06909 -0.1468 0.0227 1.0000 12.500 1.5632 0.08019 0.07239 -0.1456 0.0171 1.0000 12.750 1.5665 0.08274 0.07501 -0.1447 0.0155 1.0000 13.000 1.5685 0.08547 0.07781 -0.1438 0.0145 1.0000 13.250 1.5705 0.08820 0.08061 -0.1429 0.0136 1.0000 13.500 1.5714 0.09112 0.08360 -0.1421 0.0129 1.0000 13.750 1.5748 0.09370 0.08626 -0.1414 0.0124 1.0000 14.000 1.5766 0.09654 0.08918 -0.1408 0.0119 1.0000 14.250 1.5787 0.09932 0.09204 -0.1402 0.0113 1.0000 14.500 1.5791 0.10235 0.09514 -0.1396 0.0108 1.0000 14.750 1.5790 0.10542 0.09829 -0.1391 0.0104 1.0000