XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 490 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.000 -0.3746 0.09663 0.09194 -0.0290 1.0000 0.1021 -7.750 -0.3968 0.09578 0.09123 -0.0304 1.0000 0.1028 -7.500 -0.4142 0.09440 0.08990 -0.0348 1.0000 0.1032 -7.250 -0.3800 0.08776 0.08328 -0.0248 1.0000 0.1075 -7.000 -0.3819 0.08546 0.08103 -0.0235 1.0000 0.1115 -6.750 -0.3914 0.08336 0.07902 -0.0242 1.0000 0.1147 -6.500 -0.4114 0.08247 0.07807 -0.0316 1.0000 0.1173 -6.250 -0.4060 0.07768 0.07342 -0.0260 1.0000 0.1192 -6.000 -0.4024 0.07507 0.07086 -0.0225 1.0000 0.1216 -5.750 -0.4016 0.07267 0.06848 -0.0212 1.0000 0.1250 -5.500 -0.4028 0.07018 0.06574 -0.0286 1.0000 0.1325 -5.250 -0.3995 0.06650 0.06219 -0.0246 1.0000 0.1339 -5.000 -0.3951 0.06399 0.05972 -0.0218 1.0000 0.1367 -4.750 -0.3839 0.06141 0.05683 -0.0264 1.0000 0.1475 -4.500 -0.3799 0.05840 0.05398 -0.0226 1.0000 0.1501 -4.250 -0.3708 0.05623 0.05178 -0.0214 1.0000 0.1568 -4.000 -0.3578 0.05308 0.04846 -0.0228 1.0000 0.1646 -3.750 -0.3465 0.05083 0.04617 -0.0216 1.0000 0.1696 -3.500 -0.2965 0.03730 0.03092 -0.0305 0.9991 0.1026 -3.250 -0.2544 0.03327 0.02657 -0.0343 0.9920 0.0995 -3.000 -0.2120 0.02966 0.02227 -0.0375 0.9851 0.0983 -2.750 -0.1726 0.02749 0.01941 -0.0397 0.9776 0.1018 -2.500 -0.1290 0.02552 0.01691 -0.0426 0.9714 0.1042 -2.250 -0.0924 0.02440 0.01570 -0.0444 0.9622 0.1093 -2.000 -0.0515 0.02350 0.01455 -0.0468 0.9543 0.1197 -1.750 -0.0098 0.02259 0.01352 -0.0493 0.9461 0.1337 -1.500 0.0269 0.02171 0.01270 -0.0509 0.9366 0.1587 -1.250 0.0728 0.02112 0.01230 -0.0544 0.9297 0.2099 -1.000 0.1076 0.02094 0.01217 -0.0557 0.9181 0.2440 -0.750 0.1436 0.02079 0.01204 -0.0573 0.9071 0.2824 -0.500 0.1935 0.01998 0.01136 -0.0612 0.9010 0.3193 -0.250 0.2302 0.01920 0.01079 -0.0627 0.8897 0.3587 0.000 0.3435 0.01668 0.00998 -0.0792 0.8916 1.0000 0.250 0.3956 0.01634 0.00941 -0.0833 0.8828 1.0000 0.500 0.4436 0.01596 0.00888 -0.0865 0.8726 1.0000 0.750 0.4831 0.01568 0.00848 -0.0881 0.8589 1.0000 1.000 0.5220 0.01537 0.00809 -0.0894 0.8444 1.0000 1.250 0.5602 0.01503 0.00766 -0.0905 0.8284 1.0000 1.500 0.5913 0.01481 0.00735 -0.0902 0.8086 1.0000 1.750 0.6211 0.01464 0.00709 -0.0896 0.7874 1.0000 2.000 0.6522 0.01450 0.00682 -0.0893 0.7674 1.0000 2.250 0.6763 0.01455 0.00680 -0.0879 0.7441 1.0000 2.500 0.7045 0.01458 0.00669 -0.0872 0.7234 1.0000 2.750 0.7270 0.01476 0.00680 -0.0856 0.7000 1.0000 3.000 0.7530 0.01490 0.00681 -0.0847 0.6793 1.0000 3.250 0.7747 0.01515 0.00699 -0.0831 0.6569 1.0000 3.500 0.7986 0.01536 0.00710 -0.0818 0.6360 1.0000 3.750 0.8200 0.01561 0.00728 -0.0801 0.6139 1.0000 4.000 0.8422 0.01584 0.00741 -0.0786 0.5924 1.0000 4.250 0.8635 0.01611 0.00761 -0.0770 0.5713 1.0000 4.500 0.8847 0.01640 0.00787 -0.0754 0.5506 1.0000 4.750 0.9070 0.01672 0.00808 -0.0740 0.5313 1.0000 5.000 0.9273 0.01708 0.00843 -0.0723 0.5106 1.0000 5.250 0.9484 0.01746 0.00875 -0.0708 0.4904 1.0000 5.500 0.9697 0.01791 0.00913 -0.0693 0.4705 1.0000 5.750 0.9898 0.01841 0.00962 -0.0677 0.4497 1.0000 6.000 1.0109 0.01896 0.01009 -0.0663 0.4298 1.0000 6.250 1.0314 0.01957 0.01066 -0.0648 0.4101 1.0000 6.500 1.0508 0.02015 0.01129 -0.0631 0.3899 1.0000 6.750 1.0699 0.02067 0.01176 -0.0614 0.3703 1.0000 7.000 1.0868 0.02108 0.01217 -0.0593 0.3501 1.0000 7.250 1.1024 0.02142 0.01254 -0.0570 0.3297 1.0000 7.500 1.1183 0.02178 0.01287 -0.0548 0.3111 1.0000 7.750 1.1359 0.02228 0.01340 -0.0530 0.2956 1.0000 8.000 1.1532 0.02281 0.01396 -0.0512 0.2809 1.0000 8.250 1.1678 0.02327 0.01449 -0.0489 0.2645 1.0000 8.500 1.1811 0.02372 0.01503 -0.0465 0.2473 1.0000 8.750 1.1949 0.02423 0.01564 -0.0442 0.2320 1.0000 9.000 1.2046 0.02470 0.01619 -0.0413 0.2119 1.0000 9.250 1.2139 0.02521 0.01681 -0.0384 0.1878 1.0000 9.500 1.2197 0.02599 0.01753 -0.0351 0.1472 1.0000 9.750 1.2157 0.02773 0.01883 -0.0305 0.0825 1.0000 10.000 1.2092 0.02985 0.02059 -0.0261 0.0619 1.0000 10.250 1.2056 0.03180 0.02252 -0.0222 0.0560 1.0000 10.500 1.2032 0.03368 0.02451 -0.0188 0.0526 1.0000 10.750 1.2026 0.03552 0.02651 -0.0159 0.0502 1.0000 11.000 1.1998 0.03763 0.02875 -0.0132 0.0480 1.0000 11.250 1.1960 0.03995 0.03117 -0.0109 0.0461 1.0000 11.500 1.1908 0.04258 0.03388 -0.0089 0.0446 1.0000 11.750 1.1907 0.04502 0.03639 -0.0072 0.0430 1.0000 12.000 1.1952 0.04715 0.03868 -0.0058 0.0417 1.0000 12.250 1.2012 0.04935 0.04100 -0.0044 0.0406 1.0000 12.500 1.2104 0.05153 0.04329 -0.0031 0.0397 1.0000 12.750 1.2219 0.05379 0.04569 -0.0017 0.0389 1.0000 13.000 1.2332 0.05619 0.04825 -0.0006 0.0385 1.0000 13.250 1.2417 0.05900 0.05126 0.0004 0.0382 1.0000 13.500 1.2464 0.06221 0.05470 0.0013 0.0380 1.0000 13.750 1.2449 0.06588 0.05866 0.0019 0.0381 1.0000 14.000 1.2378 0.06987 0.06291 0.0020 0.0381 1.0000 14.250 1.2264 0.07438 0.06769 0.0016 0.0382 1.0000 14.500 1.2114 0.07937 0.07294 0.0005 0.0383 1.0000 14.750 1.1919 0.08519 0.07904 -0.0015 0.0388 1.0000 15.000 1.1705 0.09158 0.08568 -0.0043 0.0391 1.0000 15.250 1.1464 0.09892 0.09327 -0.0082 0.0397 1.0000 15.500 1.1205 0.10718 0.10171 -0.0131 0.0401 1.0000 15.750 1.0922 0.11665 0.11138 -0.0192 0.0406 1.0000 16.000 1.0616 0.12752 0.12241 -0.0263 0.0413 1.0000 16.250 1.0283 0.14024 0.13523 -0.0346 0.0422 1.0000 16.500 1.0050 0.15147 0.14648 -0.0411 0.0432 1.0000 16.750 0.9400 0.18227 0.17712 -0.0584 0.0516 1.0000 17.000 0.9449 0.18667 0.18152 -0.0597 0.0533 1.0000