XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 511 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 -0.0269 0.10403 0.09973 -0.0763 0.9093 0.1154 -7.750 -0.0232 0.10131 0.09702 -0.0785 0.8967 0.1198 -7.500 -0.0593 0.10066 0.09640 -0.0820 0.8789 0.1223 -7.250 -0.0270 0.09466 0.09039 -0.0852 0.8749 0.1246 -7.000 0.0879 0.07778 0.07366 -0.0943 0.8397 0.1392 -6.750 0.1117 0.07435 0.07023 -0.0926 0.8272 0.1431 -6.500 0.1120 0.07102 0.06688 -0.0934 0.8178 0.1480 -6.250 0.0122 0.08138 0.07705 -0.0876 0.8278 0.1409 -6.000 0.0409 0.07737 0.07298 -0.0906 0.8231 0.1482 -5.500 0.0477 0.07142 0.06693 -0.0895 0.7967 0.1562 -5.250 0.0762 0.06789 0.06330 -0.0918 0.7908 0.1639 -5.000 0.0799 0.06518 0.06043 -0.0921 0.7779 0.1702 -4.750 0.1207 0.06094 0.05615 -0.0947 0.7732 0.1761 -4.500 0.1314 0.05887 0.05384 -0.0955 0.7605 0.1867 -4.250 0.1814 0.05461 0.04951 -0.0999 0.7551 0.1960 -4.000 0.1988 0.05233 0.04701 -0.1005 0.7421 0.2056 -3.500 0.2299 0.03901 0.03201 -0.1012 0.7235 0.1228 -3.250 0.2856 0.03521 0.02803 -0.1069 0.7156 0.1164 -3.000 0.2860 0.03156 0.02349 -0.1014 0.7032 0.1081 -2.750 0.3213 0.02946 0.02089 -0.1025 0.6929 0.1079 -2.500 0.3515 0.02790 0.01892 -0.1025 0.6812 0.1074 -2.250 0.3754 0.02690 0.01758 -0.1013 0.6698 0.1077 -2.000 0.4189 0.02578 0.01598 -0.1037 0.6597 0.1092 -1.750 0.4352 0.02520 0.01543 -0.1015 0.6482 0.1123 -1.500 0.4807 0.02446 0.01446 -0.1045 0.6387 0.1184 -1.250 0.4946 0.02423 0.01414 -0.1015 0.6274 0.1219 -1.000 0.5339 0.02360 0.01347 -0.1034 0.6182 0.1293 -0.750 0.5521 0.02344 0.01330 -0.1013 0.6079 0.1385 -0.500 0.5890 0.02323 0.01318 -0.1028 0.5995 0.1621 -0.250 0.6032 0.02340 0.01353 -0.0998 0.5900 0.2055 0.000 0.6302 0.02371 0.01374 -0.0991 0.5828 0.2918 0.250 0.6342 0.02406 0.01415 -0.0945 0.5738 0.3169 0.750 0.6879 0.02431 0.01433 -0.0942 0.5577 0.3780 1.000 0.7215 0.02433 0.01435 -0.0955 0.5494 0.4117 1.250 0.7629 0.02436 0.01433 -0.0984 0.5424 0.4451 1.500 0.7748 0.02459 0.01469 -0.0956 0.5350 0.4642 1.750 0.8024 0.02450 0.01467 -0.0957 0.5290 0.5003 2.000 1.0410 0.02548 0.01632 -0.1383 0.5129 1.0000 2.250 1.0710 0.02586 0.01643 -0.1388 0.5077 1.0000 2.500 1.0839 0.02650 0.01703 -0.1362 0.5026 1.0000 2.750 1.0898 0.02715 0.01769 -0.1323 0.4972 1.0000 3.000 1.1062 0.02768 0.01814 -0.1303 0.4926 1.0000 3.250 1.1327 0.02815 0.01845 -0.1302 0.4887 1.0000 3.500 1.1505 0.02887 0.01909 -0.1287 0.4848 1.0000 3.750 1.1481 0.02974 0.02008 -0.1234 0.4807 1.0000 4.000 1.1543 0.03051 0.02088 -0.1197 0.4765 1.0000 4.250 1.1700 0.03112 0.02144 -0.1177 0.4728 1.0000 4.500 1.1964 0.03161 0.02180 -0.1177 0.4694 1.0000 4.750 1.2133 0.03243 0.02257 -0.1161 0.4661 1.0000 5.000 1.1959 0.03367 0.02399 -0.1083 0.4624 1.0000 5.250 1.1896 0.03483 0.02524 -0.1027 0.4590 1.0000 5.500 1.1938 0.03583 0.02627 -0.0990 0.4559 1.0000 5.750 1.2081 0.03660 0.02703 -0.0970 0.4530 1.0000 6.000 1.2344 0.03724 0.02758 -0.0971 0.4505 1.0000 6.250 1.2571 0.03818 0.02847 -0.0967 0.4481 1.0000 6.500 1.1763 0.04105 0.03166 -0.0792 0.4452 1.0000 6.750 0.6726 0.08501 0.07690 -0.0430 0.4291 1.0000 7.000 0.6477 0.09182 0.08378 -0.0428 0.4308 1.0000 7.250 0.6494 0.09551 0.08745 -0.0425 0.4304 1.0000 7.500 0.6520 0.09921 0.09114 -0.0422 0.4301 1.0000 7.750 0.5547 0.11604 0.10833 -0.0450 0.4684 1.0000