XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 526 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.3653 0.10778 0.10291 -0.0364 1.0000 0.1287 -8.750 -0.4031 0.10816 0.10344 -0.0334 1.0000 0.1289 -8.500 -0.4408 0.10836 0.10376 -0.0300 1.0000 0.1290 -8.250 -0.3778 0.10044 0.09577 -0.0274 1.0000 0.1315 -8.000 -0.3807 0.09883 0.09421 -0.0242 1.0000 0.1331 -7.750 -0.3909 0.09758 0.09302 -0.0213 1.0000 0.1347 -7.500 -0.4058 0.09640 0.09191 -0.0186 1.0000 0.1364 -7.250 -0.4256 0.09529 0.09088 -0.0160 1.0000 0.1379 -7.000 -0.4595 0.09135 0.08674 -0.0363 0.9854 0.1449 -6.750 -0.4332 0.08639 0.08191 -0.0328 0.9840 0.1463 -6.500 -0.4044 0.08370 0.07925 -0.0308 0.9818 0.1496 -6.250 -0.4045 0.08026 0.07536 -0.0460 0.9686 0.1615 -6.000 -0.3899 0.07539 0.07069 -0.0434 0.9641 0.1629 -5.750 -0.3697 0.07249 0.06786 -0.0422 0.9594 0.1653 -5.500 -0.3443 0.06955 0.06488 -0.0444 0.9549 0.1702 -5.250 -0.3430 0.06581 0.06084 -0.0492 0.9448 0.1805 -5.000 -0.3179 0.06301 0.05813 -0.0491 0.9407 0.1840 -4.750 -0.3072 0.06066 0.05544 -0.0520 0.9322 0.1980 -4.500 -0.2878 0.04749 0.04112 -0.0571 0.9263 0.1278 -4.250 -0.2567 0.04353 0.03694 -0.0593 0.9223 0.1224 -4.000 -0.2450 0.04005 0.03295 -0.0577 0.9137 0.1193 -3.750 -0.2100 0.03757 0.03008 -0.0594 0.9074 0.1212 -3.500 -0.1846 0.03546 0.02757 -0.0592 0.8994 0.1221 -3.250 -0.1526 0.03367 0.02534 -0.0599 0.8921 0.1254 -3.000 -0.1082 0.03189 0.02312 -0.0627 0.8879 0.1313 -2.750 -0.0947 0.03135 0.02258 -0.0603 0.8778 0.1348 -2.500 -0.0529 0.03042 0.02132 -0.0624 0.8726 0.1434 -2.250 -0.0303 0.02967 0.02055 -0.0616 0.8643 0.1499 -2.000 0.0051 0.02907 0.01974 -0.0625 0.8575 0.1605 -1.750 0.0535 0.02798 0.01868 -0.0658 0.8536 0.1749 -1.500 0.0678 0.02768 0.01839 -0.0634 0.8426 0.1844 -1.250 0.1136 0.02678 0.01752 -0.0661 0.8379 0.2037 -1.000 0.1365 0.02646 0.01723 -0.0651 0.8284 0.2196 -0.750 0.1778 0.02567 0.01656 -0.0670 0.8222 0.2440 -0.500 0.2317 0.02458 0.01566 -0.0709 0.8192 0.2782 -0.250 0.2465 0.02448 0.01569 -0.0684 0.8070 0.3022 0.000 0.2984 0.02321 0.01486 -0.0719 0.8031 0.3722 0.250 0.4859 0.02037 0.01354 -0.1008 0.8060 1.0000 0.500 0.5311 0.01981 0.01280 -0.1029 0.8007 1.0000 0.750 0.5453 0.02005 0.01296 -0.1001 0.7874 1.0000 1.000 0.5728 0.01992 0.01273 -0.0993 0.7772 1.0000 1.250 0.6048 0.01963 0.01234 -0.0992 0.7677 1.0000 1.500 0.6252 0.01968 0.01233 -0.0973 0.7548 1.0000 1.750 0.6646 0.01920 0.01173 -0.0983 0.7474 1.0000 2.000 0.6820 0.01933 0.01182 -0.0959 0.7330 1.0000 2.250 0.7033 0.01938 0.01182 -0.0942 0.7195 1.0000 2.500 0.7316 0.01922 0.01158 -0.0934 0.7080 1.0000 2.750 0.7606 0.01902 0.01130 -0.0928 0.6961 1.0000 3.000 0.7806 0.01911 0.01135 -0.0909 0.6814 1.0000 3.250 0.8029 0.01912 0.01130 -0.0893 0.6671 1.0000 3.500 0.8273 0.01906 0.01118 -0.0880 0.6536 1.0000 3.750 0.8557 0.01891 0.01092 -0.0873 0.6413 1.0000 4.000 0.8776 0.01898 0.01095 -0.0858 0.6276 1.0000 4.250 0.8973 0.01917 0.01112 -0.0839 0.6138 1.0000 4.500 0.9193 0.01931 0.01122 -0.0825 0.6009 1.0000 4.750 0.9448 0.01935 0.01118 -0.0815 0.5891 1.0000 5.000 0.9681 0.01944 0.01121 -0.0803 0.5763 1.0000 5.250 0.9867 0.01970 0.01147 -0.0783 0.5630 1.0000 5.500 1.0081 0.01996 0.01171 -0.0769 0.5513 1.0000 5.750 1.0357 0.02011 0.01176 -0.0764 0.5412 1.0000 6.000 1.0524 0.02051 0.01223 -0.0743 0.5290 1.0000 6.250 1.0728 0.02086 0.01257 -0.0728 0.5176 1.0000 6.500 1.0982 0.02109 0.01273 -0.0720 0.5064 1.0000 6.750 1.1169 0.02146 0.01312 -0.0702 0.4939 1.0000 7.000 1.1348 0.02184 0.01352 -0.0682 0.4808 1.0000 7.250 1.1538 0.02215 0.01380 -0.0664 0.4665 1.0000 7.500 1.1721 0.02246 0.01407 -0.0644 0.4509 1.0000 7.750 1.1895 0.02280 0.01437 -0.0623 0.4351 1.0000 8.000 1.2066 0.02320 0.01472 -0.0603 0.4194 1.0000 8.250 1.2222 0.02363 0.01511 -0.0580 0.4032 1.0000 8.500 1.2354 0.02408 0.01556 -0.0553 0.3862 1.0000 8.750 1.2459 0.02455 0.01603 -0.0522 0.3687 1.0000 9.000 1.2540 0.02505 0.01653 -0.0488 0.3506 1.0000 9.250 1.2606 0.02559 0.01705 -0.0452 0.3326 1.0000 9.500 1.2659 0.02617 0.01762 -0.0415 0.3151 1.0000 9.750 1.2692 0.02678 0.01820 -0.0375 0.2990 1.0000 10.000 1.2718 0.02747 0.01884 -0.0335 0.2836 1.0000 10.250 1.2747 0.02824 0.01957 -0.0298 0.2686 1.0000 10.500 1.2777 0.02913 0.02039 -0.0264 0.2541 1.0000 10.750 1.2814 0.03012 0.02131 -0.0233 0.2401 1.0000 11.000 1.2858 0.03124 0.02233 -0.0205 0.2263 1.0000 11.250 1.2885 0.03250 0.02359 -0.0177 0.2129 1.0000 11.500 1.2936 0.03389 0.02494 -0.0153 0.2002 1.0000 11.750 1.3014 0.03538 0.02636 -0.0134 0.1883 1.0000 12.000 1.3139 0.03689 0.02777 -0.0120 0.1773 1.0000 12.250 1.3353 0.03838 0.02903 -0.0115 0.1660 1.0000 12.500 1.3359 0.04007 0.03096 -0.0090 0.1588 1.0000 12.750 1.3594 0.04163 0.03236 -0.0088 0.1500 1.0000 13.000 1.3591 0.04341 0.03438 -0.0065 0.1442 1.0000 13.250 1.3883 0.04490 0.03566 -0.0068 0.1365 1.0000 13.500 1.3816 0.04690 0.03799 -0.0041 0.1327 1.0000 13.750 1.3855 0.04869 0.03991 -0.0024 0.1280 1.0000 14.000 1.4084 0.05029 0.04138 -0.0023 0.1224 1.0000 14.250 1.3988 0.05268 0.04409 0.0001 0.1195 1.0000 14.500 1.3957 0.05500 0.04663 0.0017 0.1163 1.0000 14.750 1.4093 0.05649 0.04807 0.0024 0.1123 1.0000 15.000 1.4115 0.05909 0.05079 0.0035 0.1092 1.0000 15.250 1.3960 0.06243 0.05444 0.0051 0.1073 1.0000 15.500 1.3842 0.06578 0.05804 0.0061 0.1052 1.0000 15.750 1.3759 0.06898 0.06141 0.0068 0.1031 1.0000 16.000 1.4079 0.06970 0.06190 0.0071 0.0987 1.0000 16.250 1.3810 0.07438 0.06692 0.0076 0.0980 1.0000 16.500 1.3521 0.07980 0.07265 0.0073 0.0974 1.0000 16.750 1.3187 0.08622 0.07938 0.0061 0.0970 1.0000 17.000 1.2800 0.09402 0.08747 0.0037 0.0970 1.0000 17.250 1.2335 0.10393 0.09767 -0.0006 0.0974 1.0000 17.500 1.1766 0.11700 0.11098 -0.0073 0.0983 1.0000