XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 529 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.750 -0.2433 0.10115 0.09789 -0.0361 1.0000 0.0398 -8.500 -0.2506 0.09967 0.09650 -0.0349 1.0000 0.0411 -8.250 -0.2677 0.09934 0.09629 -0.0317 1.0000 0.0416 -8.000 -0.2553 0.09650 0.09348 -0.0452 0.9883 0.0426 -7.750 -0.2343 0.09022 0.08720 -0.0528 0.9801 0.0432 -7.500 -0.2107 0.08574 0.08271 -0.0509 0.9778 0.0442 -7.250 -0.1834 0.08198 0.07893 -0.0545 0.9720 0.0468 -7.000 -0.1570 0.07767 0.07460 -0.0625 0.9606 0.0503 -6.750 -0.1082 0.07119 0.06795 -0.0890 0.9443 0.0531 -6.500 -0.0942 0.06639 0.06320 -0.0859 0.9377 0.0544 -6.250 -0.0686 0.06321 0.05998 -0.0874 0.9277 0.0563 -6.000 -0.0414 0.05975 0.05645 -0.0922 0.9128 0.0600 -5.750 -0.0073 0.05423 0.05055 -0.1061 0.8904 0.0654 -5.500 0.0063 0.05132 0.04766 -0.1042 0.8751 0.0668 -5.250 0.0234 0.04914 0.04539 -0.1037 0.8587 0.0688 -5.000 0.0433 0.04672 0.04283 -0.1049 0.8432 0.0723 -4.750 0.0730 0.04238 0.03797 -0.1109 0.8291 0.0793 -4.500 0.0891 0.04031 0.03594 -0.1097 0.8177 0.0814 -4.250 0.1095 0.03851 0.03403 -0.1095 0.8068 0.0849 -4.000 0.1384 0.03547 0.03044 -0.1123 0.7959 0.0940 -3.750 0.1585 0.03329 0.02825 -0.1119 0.7872 0.0959 -3.500 0.1808 0.03178 0.02665 -0.1116 0.7779 0.1002 -3.250 0.2066 0.02970 0.02422 -0.1123 0.7695 0.1106 -3.000 0.2377 0.02418 0.01779 -0.1123 0.7626 0.0769 -2.750 0.2627 0.02031 0.01331 -0.1119 0.7557 0.0680 -2.500 0.2888 0.01922 0.01198 -0.1115 0.7480 0.0694 -2.250 0.3156 0.01790 0.01031 -0.1110 0.7411 0.0693 -2.000 0.3425 0.01686 0.00900 -0.1105 0.7338 0.0695 -1.750 0.3696 0.01613 0.00807 -0.1101 0.7273 0.0708 -1.500 0.3963 0.01552 0.00734 -0.1096 0.7197 0.0729 -1.250 0.4238 0.01516 0.00681 -0.1092 0.7135 0.0768 -1.000 0.4497 0.01454 0.00616 -0.1087 0.7060 0.0808 -0.750 0.4768 0.01416 0.00574 -0.1084 0.6999 0.0868 -0.500 0.5023 0.01377 0.00538 -0.1078 0.6922 0.0966 -0.250 0.5291 0.01349 0.00510 -0.1073 0.6857 0.1209 0.000 0.5545 0.01327 0.00502 -0.1069 0.6782 0.1574 0.250 0.5809 0.01309 0.00490 -0.1065 0.6714 0.1941 0.500 0.6054 0.01279 0.00489 -0.1059 0.6638 0.2697 0.750 0.6541 0.01118 0.00480 -0.1101 0.6563 1.0000 1.000 0.6793 0.01135 0.00484 -0.1095 0.6484 1.0000 1.250 0.7055 0.01151 0.00483 -0.1090 0.6409 1.0000 1.500 0.7305 0.01168 0.00493 -0.1083 0.6325 1.0000 1.750 0.7568 0.01185 0.00495 -0.1078 0.6249 1.0000 2.000 0.7813 0.01201 0.00507 -0.1071 0.6157 1.0000 2.250 0.8078 0.01218 0.00509 -0.1067 0.6079 1.0000 2.500 0.8320 0.01231 0.00522 -0.1059 0.5981 1.0000 2.750 0.8577 0.01248 0.00531 -0.1054 0.5901 1.0000 3.000 0.8828 0.01262 0.00541 -0.1048 0.5814 1.0000 3.250 0.9078 0.01278 0.00553 -0.1042 0.5728 1.0000 3.500 0.9333 0.01290 0.00559 -0.1036 0.5642 1.0000 3.750 0.9576 0.01302 0.00573 -0.1029 0.5544 1.0000 4.000 0.9831 0.01314 0.00578 -0.1023 0.5462 1.0000 4.250 1.0074 0.01326 0.00593 -0.1016 0.5365 1.0000 4.500 1.0321 0.01341 0.00608 -0.1010 0.5280 1.0000 4.750 1.0571 0.01354 0.00618 -0.1004 0.5194 1.0000 5.000 1.0812 0.01371 0.00637 -0.0997 0.5098 1.0000 5.250 1.1062 0.01388 0.00652 -0.0991 0.5018 1.0000 5.500 1.1301 0.01407 0.00675 -0.0984 0.4924 1.0000 5.750 1.1543 0.01429 0.00697 -0.0978 0.4836 1.0000 6.000 1.1787 0.01451 0.00718 -0.0972 0.4750 1.0000 6.250 1.2021 0.01477 0.00750 -0.0964 0.4655 1.0000 6.500 1.2265 0.01507 0.00777 -0.0958 0.4576 1.0000 6.750 1.2496 0.01536 0.00812 -0.0951 0.4486 1.0000 7.000 1.2729 0.01569 0.00849 -0.0943 0.4396 1.0000 7.250 1.2955 0.01600 0.00877 -0.0935 0.4289 1.0000 7.500 1.3159 0.01628 0.00905 -0.0922 0.4155 1.0000 7.750 1.3353 0.01656 0.00938 -0.0908 0.4017 1.0000 8.000 1.3543 0.01686 0.00975 -0.0893 0.3878 1.0000 8.250 1.3732 0.01719 0.01013 -0.0879 0.3748 1.0000 8.500 1.3913 0.01752 0.01053 -0.0863 0.3610 1.0000 8.750 1.4084 0.01789 0.01094 -0.0846 0.3464 1.0000 9.000 1.4242 0.01829 0.01140 -0.0827 0.3310 1.0000 9.250 1.4381 0.01875 0.01189 -0.0805 0.3141 1.0000 9.500 1.4492 0.01930 0.01244 -0.0779 0.2932 1.0000 9.750 1.4525 0.02006 0.01311 -0.0741 0.2671 1.0000 10.000 1.4532 0.02105 0.01399 -0.0702 0.2381 1.0000 10.250 1.4502 0.02238 0.01517 -0.0661 0.2024 1.0000 10.500 1.4373 0.02448 0.01694 -0.0615 0.1480 1.0000 10.750 1.4220 0.02710 0.01927 -0.0574 0.1153 1.0000 11.000 1.4064 0.03010 0.02204 -0.0540 0.0686 1.0000 11.250 1.3892 0.03354 0.02529 -0.0512 0.0494 1.0000 11.500 1.3813 0.03649 0.02828 -0.0493 0.0412 1.0000 11.750 1.3760 0.03939 0.03126 -0.0480 0.0371 1.0000 12.000 1.3745 0.04206 0.03405 -0.0470 0.0342 1.0000 12.250 1.3695 0.04520 0.03728 -0.0462 0.0322 1.0000 12.500 1.3620 0.04874 0.04093 -0.0457 0.0310 1.0000 12.750 1.3562 0.05223 0.04454 -0.0453 0.0299 1.0000 13.000 1.3522 0.05557 0.04802 -0.0450 0.0293 1.0000 13.250 1.3475 0.05912 0.05169 -0.0449 0.0284 1.0000 13.500 1.3429 0.06274 0.05542 -0.0450 0.0277 1.0000 13.750 1.3387 0.06639 0.05917 -0.0451 0.0271 1.0000 14.000 1.3351 0.07002 0.06289 -0.0453 0.0263 1.0000 14.250 1.3321 0.07364 0.06658 -0.0456 0.0256 1.0000 14.500 1.3290 0.07718 0.07016 -0.0457 0.0249 1.0000 14.750 1.3295 0.07996 0.07293 -0.0449 0.0241 1.0000 15.000 1.3340 0.08267 0.07576 -0.0450 0.0235 1.0000 15.250 1.3405 0.08493 0.07812 -0.0445 0.0231 1.0000 15.500 1.3483 0.08704 0.08032 -0.0439 0.0226 1.0000 15.750 1.3571 0.08907 0.08245 -0.0433 0.0222 1.0000 16.000 1.3657 0.09123 0.08474 -0.0426 0.0219 1.0000 16.250 1.3735 0.09359 0.08727 -0.0422 0.0218 1.0000 16.500 1.3790 0.09642 0.09026 -0.0420 0.0216 1.0000 16.750 1.3816 0.09977 0.09380 -0.0423 0.0214 1.0000 17.000 1.3812 0.10361 0.09782 -0.0431 0.0211 1.0000 17.250 1.3791 0.10773 0.10212 -0.0443 0.0209 1.0000 17.500 1.3753 0.11216 0.10673 -0.0457 0.0207 1.0000 17.750 1.3718 0.11653 0.11125 -0.0474 0.0203 1.0000 18.000 1.3643 0.12180 0.11672 -0.0497 0.0202 1.0000 18.250 1.3519 0.12813 0.12330 -0.0528 0.0204 1.0000 18.500 1.3359 0.13538 0.13080 -0.0568 0.0205 1.0000 18.750 1.3158 0.14379 0.13950 -0.0618 0.0209 1.0000 19.000 1.2945 0.15283 0.14879 -0.0675 0.0212 1.0000 19.250 1.2727 0.16246 0.15864 -0.0738 0.0216 1.0000