XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 464 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 0.0295 0.09243 0.09033 -0.0816 0.8786 0.0131 -9.000 0.0412 0.09050 0.08834 -0.0825 0.8664 0.0135 -8.750 0.0512 0.08844 0.08622 -0.0832 0.8559 0.0139 -8.500 0.0605 0.08633 0.08408 -0.0838 0.8479 0.0143 -8.250 0.0691 0.08413 0.08187 -0.0844 0.8400 0.0149 -8.000 0.0726 0.08158 0.07929 -0.0852 0.8327 0.0154 -7.750 0.0747 0.07949 0.07720 -0.0853 0.8250 0.0154 -7.500 0.0815 0.07702 0.07471 -0.0852 0.8189 0.0156 -7.250 0.0936 0.07522 0.07290 -0.0856 0.8130 0.0158 -7.000 0.1064 0.07362 0.07130 -0.0861 0.8062 0.0161 -6.750 0.1191 0.07182 0.06947 -0.0871 0.7994 0.0164 -6.500 0.1326 0.06979 0.06744 -0.0884 0.7925 0.0167 -6.250 0.1467 0.06774 0.06536 -0.0898 0.7845 0.0175 -6.000 0.1640 0.06450 0.06210 -0.0941 0.7760 0.0187 -5.750 0.1820 0.06188 0.05943 -0.0969 0.7664 0.0187 -5.500 0.1981 0.05881 0.05635 -0.0990 0.7544 0.0190 -5.250 0.2152 0.05755 0.05504 -0.0991 0.7383 0.0193 -5.000 0.2340 0.05581 0.05321 -0.1005 0.7129 0.0197 -4.750 0.2527 0.05416 0.05140 -0.1018 0.6764 0.0205 -4.500 0.2840 0.05046 0.04753 -0.1082 0.6533 0.0224 -4.250 0.3102 0.04680 0.04376 -0.1125 0.6381 0.0227 -4.000 0.3307 0.04577 0.04266 -0.1128 0.6265 0.0231 -3.750 0.3539 0.04469 0.04152 -0.1138 0.6165 0.0238 -3.250 0.4227 0.03842 0.03506 -0.1234 0.6007 0.0274 -3.000 0.4483 0.03740 0.03400 -0.1244 0.5930 0.0280 -2.750 0.4773 0.03597 0.03252 -0.1263 0.5853 0.0297 -2.500 0.5629 0.01835 0.01393 -0.1485 0.5817 0.0302 -2.250 0.5923 0.01681 0.01219 -0.1494 0.5752 0.0308 -2.000 0.6205 0.01583 0.01106 -0.1497 0.5677 0.0313 -1.750 0.6482 0.01514 0.01023 -0.1497 0.5600 0.0321 -1.500 0.6758 0.01492 0.00996 -0.1495 0.5514 0.0330 -1.250 0.7028 0.01479 0.00977 -0.1491 0.5421 0.0338 -1.000 0.7300 0.01473 0.00968 -0.1487 0.5321 0.0345 -0.750 0.7568 0.01475 0.00966 -0.1483 0.5221 0.0353 -0.500 0.7834 0.01466 0.00950 -0.1479 0.5106 0.0363 -0.250 0.8103 0.01454 0.00933 -0.1475 0.4988 0.0373 0.000 0.8366 0.01458 0.00934 -0.1470 0.4862 0.0398 0.500 0.8871 0.01538 0.01021 -0.1457 0.4595 0.0520 0.750 0.9148 0.01468 0.00936 -0.1456 0.4488 0.0636 1.000 0.9419 0.01440 0.00894 -0.1452 0.4387 0.0686 1.250 0.9661 0.01506 0.00964 -0.1445 0.4278 0.0697 1.500 0.9938 0.01510 0.00957 -0.1441 0.4171 0.0752 1.750 1.0186 0.01634 0.01084 -0.1433 0.4056 0.0813 2.000 1.0454 0.01615 0.01052 -0.1429 0.3954 0.0815 2.250 1.0720 0.01589 0.01016 -0.1425 0.3870 0.0816 2.500 1.0969 0.01493 0.00912 -0.1423 0.3791 0.0823 2.750 1.1217 0.01473 0.00890 -0.1420 0.3722 0.0828 3.000 1.1471 0.01456 0.00871 -0.1416 0.3653 0.0834 3.250 1.1721 0.01446 0.00854 -0.1411 0.3581 0.0842 3.500 1.1983 0.01430 0.00837 -0.1407 0.3527 0.0855 3.750 1.2241 0.01422 0.00822 -0.1402 0.3461 0.0871 4.000 1.2513 0.01451 0.00840 -0.1395 0.3405 0.0889 4.250 1.2775 0.01438 0.00823 -0.1391 0.3357 0.0890 4.500 1.3030 0.01426 0.00806 -0.1385 0.3304 0.0890 4.750 1.3280 0.01417 0.00790 -0.1379 0.3248 0.0891 5.000 1.3538 0.01401 0.00772 -0.1375 0.3206 0.0892 5.250 1.3790 0.01388 0.00755 -0.1369 0.3153 0.0892 5.750 1.4280 0.01324 0.00687 -0.1359 0.3047 0.0907 6.000 1.4526 0.01324 0.00686 -0.1353 0.2994 0.0913 6.250 1.4763 0.01332 0.00691 -0.1346 0.2935 0.0923 6.500 1.5012 0.01332 0.00692 -0.1341 0.2890 0.0940 6.750 1.5260 0.01366 0.00720 -0.1333 0.2834 0.0972 7.000 1.5492 0.01380 0.00728 -0.1324 0.2760 0.0973 7.250 1.5735 0.01383 0.00731 -0.1317 0.2699 0.0973 7.500 1.5959 0.01362 0.00706 -0.1309 0.2617 0.0984 7.750 1.6193 0.01368 0.00715 -0.1302 0.2550 0.0992 8.000 1.6406 0.01392 0.00734 -0.1291 0.2446 0.1004 8.250 1.6620 0.01416 0.00755 -0.1281 0.2325 0.1027 8.500 1.6819 0.01473 0.00800 -0.1267 0.2174 0.1059 8.750 1.7011 0.01482 0.00804 -0.1254 0.2040 0.1079 9.000 1.7193 0.01520 0.00838 -0.1239 0.1910 0.1094 9.250 1.7366 0.01565 0.00878 -0.1222 0.1792 0.1126 10.750 1.8238 0.01808 0.01116 -0.1092 0.1401 0.1123 11.000 1.8382 0.01848 0.01156 -0.1071 0.1358 0.1078 11.250 1.8496 0.01907 0.01214 -0.1048 0.1302 0.1074 11.500 1.8613 0.01965 0.01276 -0.1025 0.1252 0.1089 11.750 1.8724 0.02029 0.01341 -0.1003 0.1195 0.1094 12.000 1.8804 0.02115 0.01426 -0.0978 0.1131 0.1097 12.250 1.8898 0.02196 0.01509 -0.0957 0.1064 0.1101 12.500 1.8959 0.02303 0.01614 -0.0932 0.0993 0.1101 12.750 1.8998 0.02430 0.01738 -0.0907 0.0902 0.1108 13.000 1.8989 0.02599 0.01901 -0.0880 0.0781 0.1111 13.250 1.8944 0.02805 0.02101 -0.0852 0.0661 0.1113 13.500 1.8874 0.03044 0.02336 -0.0825 0.0552 0.1121 13.750 1.8799 0.03304 0.02594 -0.0802 0.0458 0.1130 14.000 1.8589 0.03709 0.02991 -0.0775 0.0290 0.1132 14.250 1.8381 0.04153 0.03435 -0.0757 0.0179 0.1132 14.500 1.8297 0.04503 0.03793 -0.0748 0.0153 0.1135 14.750 1.8266 0.04815 0.04115 -0.0743 0.0142 0.1139 15.000 1.8221 0.05159 0.04469 -0.0740 0.0134 0.1144 15.250 1.8148 0.05554 0.04875 -0.0741 0.0127 0.1148 15.500 1.8069 0.05971 0.05302 -0.0743 0.0121 0.1152 15.750 1.8004 0.06380 0.05723 -0.0747 0.0117 0.1153 16.000 1.7955 0.06777 0.06130 -0.0752 0.0113 0.1171 16.250 1.7887 0.07213 0.06578 -0.0760 0.0110 0.1175 16.500 1.7808 0.07678 0.07055 -0.0770 0.0107 0.1186 16.750 1.7706 0.08191 0.07579 -0.0783 0.0104 0.1193 17.000 1.7602 0.08722 0.08122 -0.0798 0.0102 0.1200 17.250 1.7486 0.09287 0.08698 -0.0815 0.0100 0.1206 17.500 1.7365 0.09871 0.09294 -0.0835 0.0098 0.1212 17.750 1.7211 0.10526 0.09962 -0.0859 0.0095 0.1213 18.000 1.7061 0.11186 0.10634 -0.0884 0.0093 0.1222