XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 462 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -12.250 -0.0828 0.15331 0.14743 -0.0295 1.0000 0.0641 -12.000 -0.0794 0.15158 0.14582 -0.0292 1.0000 0.0654 -11.750 -0.0774 0.15018 0.14454 -0.0288 1.0000 0.0665 -11.500 -0.0777 0.14924 0.14373 -0.0279 1.0000 0.0676 -11.250 -0.0817 0.14902 0.14366 -0.0265 1.0000 0.0683 -11.000 -0.0903 0.14959 0.14439 -0.0242 1.0000 0.0687 -10.750 -0.1029 0.15074 0.14571 -0.0214 1.0000 0.0690 -10.500 -0.1179 0.15223 0.14736 -0.0183 1.0000 0.0691 -10.250 -0.1351 0.15407 0.14938 -0.0152 1.0000 0.0692 -10.000 -0.1536 0.15620 0.15168 -0.0122 1.0000 0.0693 -9.750 -0.1625 0.15765 0.15325 -0.0118 0.9980 0.0694 -9.500 -0.1251 0.14771 0.14329 -0.0180 0.9889 0.0711 -9.250 -0.0901 0.14242 0.13798 -0.0253 0.9772 0.0739 -9.000 -0.0573 0.13832 0.13384 -0.0328 0.9648 0.0769 -8.750 -0.0263 0.13543 0.13093 -0.0405 0.9514 0.0795 -8.500 0.0004 0.13483 0.13031 -0.0482 0.9364 0.0804 -8.250 0.0368 0.12790 0.12337 -0.0548 0.9264 0.0815 -8.000 0.0684 0.12223 0.11766 -0.0596 0.9133 0.0839 -7.750 0.0992 0.11830 0.11370 -0.0653 0.9004 0.0867 -7.500 0.1336 0.11480 0.11016 -0.0722 0.8892 0.0900 -7.250 0.1577 0.11420 0.10952 -0.0779 0.8747 0.0914 -7.000 0.1828 0.10996 0.10527 -0.0817 0.8615 0.0926 -6.750 0.2054 0.10524 0.10051 -0.0834 0.8477 0.0955 -6.500 0.2219 0.10302 0.09827 -0.0851 0.8328 0.0984 -6.250 0.2361 0.10166 0.09690 -0.0868 0.8181 0.1007 -6.000 0.2483 0.10183 0.09705 -0.0891 0.8032 0.1023 -5.500 0.2835 0.09599 0.09115 -0.0921 0.7790 0.1046 -5.250 0.2903 0.09427 0.08942 -0.0912 0.7650 0.1065 -5.000 0.2983 0.09310 0.08824 -0.0910 0.7516 0.1085 -4.750 0.3142 0.09181 0.08691 -0.0927 0.7399 0.1116 -4.250 0.3459 0.09032 0.08537 -0.0971 0.7154 0.1147 -4.000 0.3483 0.08820 0.08326 -0.0948 0.7036 0.1163 -3.750 0.3801 0.08475 0.07968 -0.0980 0.6959 0.1201 -3.500 0.3841 0.08479 0.07974 -0.0977 0.6826 0.1222 -3.250 0.4023 0.08554 0.08044 -0.1010 0.6700 0.1244 -3.000 0.4409 0.08137 0.07613 -0.1054 0.6634 0.1264 -2.750 0.4324 0.08162 0.07648 -0.1025 0.6507 0.1276 -2.500 0.4429 0.08067 0.07551 -0.1025 0.6408 0.1306 -2.000 0.5140 0.08093 0.07554 -0.1146 0.6197 0.1368 -1.750 0.5366 0.07554 0.07004 -0.1141 0.6148 0.1397 -1.500 0.5150 0.07850 0.07318 -0.1108 0.6027 0.1398 -1.250 0.6264 0.07434 0.06849 -0.1273 0.5973 0.1489 -1.000 0.5990 0.07882 0.07320 -0.1239 0.5848 0.1487 -0.750 0.6409 0.07240 0.06659 -0.1259 0.5811 0.1532 -0.500 0.5652 0.08313 0.07773 -0.1190 0.5680 0.1493 -0.250 0.5066 0.09227 0.08707 -0.1145 0.5601 0.1482 0.000 0.4522 0.09511 0.09016 -0.1077 0.5558 0.1467 0.250 0.5426 0.08913 0.08387 -0.1175 0.5490 0.1521 0.500 0.3091 0.11962 0.11538 -0.1064 0.6370 0.1367 0.750 0.3257 0.11548 0.11119 -0.1062 0.6209 0.1386 1.000 0.3650 0.11460 0.11019 -0.1111 0.6106 0.1443 1.250 0.4341 0.11568 0.11102 -0.1219 0.5955 0.1492 1.500 0.4751 0.11268 0.10788 -0.1251 0.5800 0.1539 1.750 0.3867 0.12703 0.12265 -0.1252 0.6653 0.1485 2.000 0.3936 0.12500 0.12064 -0.1256 0.6595 0.1498 2.250 0.4209 0.12444 0.12002 -0.1288 0.6492 0.1533 2.500 0.4416 0.12585 0.12133 -0.1323 0.6406 0.1579 2.750 0.4938 0.12809 0.12339 -0.1404 0.6323 0.1622 3.000 0.5056 0.12857 0.12384 -0.1421 0.6263 0.1647 3.250 0.5398 0.13003 0.12517 -0.1467 0.6167 0.1705 3.500 0.5674 0.13329 0.12825 -0.1514 0.6083 0.1742 3.750 0.5980 0.13327 0.12817 -0.1547 0.5999 0.1802 4.000 0.6167 0.13607 0.13084 -0.1577 0.5915 0.1852 4.250 0.6497 0.13719 0.13186 -0.1618 0.5839 0.1899 4.500 0.6995 0.14094 0.13539 -0.1678 0.5804 0.2018 4.750 0.6903 0.14114 0.13561 -0.1674 0.5696 0.2041 5.000 0.7471 0.14612 0.14029 -0.1735 0.5647 0.2218 5.250 0.7363 0.14589 0.14011 -0.1733 0.5548 0.2235 5.500 0.7811 0.14945 0.14343 -0.1776 0.5490 0.2454 5.750 0.7784 0.15023 0.14422 -0.1784 0.5412 0.2506 6.250 0.8511 0.15724 0.15088 -0.1853 0.5314 0.3018 6.500 0.8346 0.15737 0.15105 -0.1850 0.5226 0.3041 6.750 0.8657 0.16067 0.15418 -0.1876 0.5170 0.3361