XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 530 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.750 -0.3206 0.10908 0.10450 -0.0247 1.0000 0.1050 -8.500 -0.3513 0.10935 0.10487 -0.0231 1.0000 0.1059 -8.250 -0.3865 0.10904 0.10462 -0.0292 0.9939 0.1067 -8.000 -0.3455 0.10248 0.09807 -0.0283 0.9927 0.1084 -7.750 -0.3147 0.09873 0.09430 -0.0291 0.9883 0.1115 -7.500 -0.2986 0.09537 0.09093 -0.0344 0.9819 0.1162 -7.250 -0.3314 0.09386 0.08922 -0.0501 0.9608 0.1206 -7.000 -0.2993 0.08819 0.08369 -0.0470 0.9595 0.1221 -6.750 -0.2690 0.08475 0.08027 -0.0474 0.9555 0.1251 -6.500 -0.2527 0.08171 0.07721 -0.0501 0.9462 0.1296 -6.250 -0.2540 0.07803 0.07328 -0.0598 0.9320 0.1366 -6.000 -0.2251 0.07426 0.06960 -0.0589 0.9257 0.1391 -5.750 -0.1919 0.07124 0.06644 -0.0649 0.9197 0.1502 -5.500 -0.1932 0.06830 0.06341 -0.0649 0.9070 0.1542 -5.250 -0.1576 0.06499 0.06016 -0.0665 0.9033 0.1593 -5.000 -0.1614 0.06394 0.05876 -0.0673 0.8895 0.1707 -4.750 -0.1264 0.05986 0.05483 -0.0687 0.8860 0.1748 -4.500 -0.1159 0.05843 0.05333 -0.0674 0.8758 0.1833 -4.250 -0.0934 0.05549 0.05030 -0.0688 0.8690 0.1934 -4.000 -0.0552 0.05254 0.04721 -0.0725 0.8655 0.2111 -3.750 -0.0564 0.05172 0.04640 -0.0680 0.8523 0.2185 -3.500 -0.0203 0.04901 0.04359 -0.0706 0.8483 0.2372 -3.250 -0.0196 0.04782 0.04234 -0.0669 0.8360 0.2496 -3.000 0.0126 0.04547 0.03994 -0.0679 0.8309 0.2714 -2.750 0.0464 0.04313 0.03755 -0.0690 0.8275 0.3063 -2.500 0.0673 0.03969 0.03231 -0.0679 0.8132 0.1698 -2.250 0.1079 0.03471 0.02701 -0.0695 0.8100 0.1438 -2.000 0.1175 0.03348 0.02539 -0.0658 0.7973 0.1394 -1.750 0.1604 0.03164 0.02296 -0.0668 0.7929 0.1363 -1.500 0.1788 0.03077 0.02191 -0.0646 0.7816 0.1362 -1.250 0.2192 0.02895 0.02003 -0.0661 0.7759 0.1401 -1.000 0.2498 0.02797 0.01894 -0.0658 0.7673 0.1428 -0.750 0.2835 0.02693 0.01775 -0.0659 0.7587 0.1457 -0.500 0.3306 0.02567 0.01625 -0.0679 0.7541 0.1516 -0.250 0.3515 0.02504 0.01565 -0.0663 0.7407 0.1548 0.000 0.3982 0.02378 0.01437 -0.0684 0.7354 0.1633 0.250 0.4192 0.02354 0.01408 -0.0666 0.7215 0.1695 0.500 0.4512 0.02273 0.01340 -0.0667 0.7109 0.1785 0.750 0.4884 0.02187 0.01256 -0.0674 0.7009 0.1934 1.000 0.5186 0.02142 0.01218 -0.0672 0.6875 0.2131 1.250 0.7206 0.01825 0.01066 -0.1001 0.6688 1.0000 1.500 0.7448 0.01827 0.01050 -0.0988 0.6559 1.0000 1.750 0.7712 0.01822 0.01024 -0.0979 0.6437 1.0000 2.000 0.7910 0.01841 0.01035 -0.0961 0.6292 1.0000 2.250 0.8127 0.01857 0.01040 -0.0946 0.6158 1.0000 2.500 0.8376 0.01862 0.01029 -0.0935 0.6037 1.0000 2.750 0.8600 0.01876 0.01032 -0.0921 0.5907 1.0000 3.000 0.8799 0.01902 0.01051 -0.0904 0.5774 1.0000 3.250 0.9027 0.01920 0.01058 -0.0891 0.5654 1.0000 3.500 0.9270 0.01933 0.01056 -0.0880 0.5536 1.0000 3.750 0.9456 0.01964 0.01085 -0.0862 0.5403 1.0000 4.000 0.9668 0.01992 0.01104 -0.0847 0.5282 1.0000 4.250 0.9922 0.02010 0.01105 -0.0839 0.5172 1.0000 4.500 1.0096 0.02052 0.01148 -0.0819 0.5045 1.0000 4.750 1.0301 0.02090 0.01179 -0.0804 0.4930 1.0000 5.000 1.0552 0.02119 0.01190 -0.0796 0.4822 1.0000 5.250 1.0714 0.02169 0.01245 -0.0775 0.4700 1.0000 5.500 1.0927 0.02216 0.01283 -0.0762 0.4596 1.0000 5.750 1.1142 0.02263 0.01321 -0.0750 0.4491 1.0000 6.000 1.1319 0.02326 0.01388 -0.0732 0.4392 1.0000 6.250 1.1559 0.02376 0.01426 -0.0724 0.4303 1.0000 6.500 1.1714 0.02449 0.01506 -0.0703 0.4212 1.0000 6.750 1.1945 0.02503 0.01553 -0.0695 0.4130 1.0000 7.000 1.2108 0.02580 0.01635 -0.0676 0.4050 1.0000 7.250 1.2293 0.02644 0.01701 -0.0660 0.3974 1.0000 7.500 1.2545 0.02713 0.01761 -0.0656 0.3912 1.0000 7.750 1.2638 0.02797 0.01864 -0.0627 0.3840 1.0000 8.000 1.2863 0.02852 0.01914 -0.0618 0.3775 1.0000 8.250 1.3032 0.02930 0.01997 -0.0601 0.3713 1.0000 8.500 1.3139 0.03003 0.02084 -0.0574 0.3645 1.0000 8.750 1.3422 0.03036 0.02101 -0.0574 0.3580 1.0000 9.000 1.3475 0.03129 0.02214 -0.0539 0.3519 1.0000 9.250 1.3602 0.03194 0.02288 -0.0516 0.3458 1.0000 9.500 1.3897 0.03233 0.02316 -0.0519 0.3406 1.0000 9.750 1.3931 0.03340 0.02445 -0.0483 0.3357 1.0000 10.000 1.4002 0.03422 0.02540 -0.0452 0.3301 1.0000 10.250 1.4270 0.03444 0.02554 -0.0450 0.3244 1.0000 10.500 1.4330 0.03536 0.02660 -0.0419 0.3193 1.0000 10.750 1.4340 0.03627 0.02768 -0.0380 0.3139 1.0000 11.000 1.4600 0.03635 0.02768 -0.0376 0.3079 1.0000 11.250 1.4639 0.03722 0.02867 -0.0343 0.3026 1.0000 11.500 1.4582 0.03818 0.02980 -0.0296 0.2972 1.0000 11.750 1.4908 0.03796 0.02945 -0.0301 0.2904 1.0000 12.000 1.4797 0.03907 0.03074 -0.0247 0.2860 1.0000 12.250 1.4672 0.04023 0.03208 -0.0195 0.2811 1.0000 12.500 1.5083 0.03955 0.03118 -0.0208 0.2727 1.0000 12.750 1.4807 0.04136 0.03329 -0.0143 0.2688 1.0000 13.000 1.4722 0.04253 0.03459 -0.0105 0.2627 1.0000 13.250 1.4903 0.04251 0.03449 -0.0092 0.2547 1.0000 13.500 1.4677 0.04466 0.03688 -0.0049 0.2489 1.0000 13.750 1.4849 0.04450 0.03658 -0.0036 0.2393 1.0000 14.000 1.4590 0.04724 0.03958 0.0001 0.2328 1.0000 14.250 1.0205 0.10963 0.10281 -0.0122 0.2287 1.0000 14.500 1.0054 0.11491 0.10812 -0.0134 0.2161 1.0000 14.750 1.4315 0.05320 0.04567 0.0061 0.2041 1.0000 15.000 1.4290 0.05494 0.04731 0.0074 0.1932 1.0000 15.250 1.4068 0.05887 0.05137 0.0085 0.1842 1.0000 15.500 1.3930 0.06239 0.05493 0.0091 0.1756 1.0000 15.750 1.3959 0.06412 0.05652 0.0098 0.1669 1.0000 16.000 1.3695 0.06970 0.06233 0.0095 0.1608 1.0000 16.250 1.3775 0.07104 0.06352 0.0101 0.1537 1.0000 16.500 1.3540 0.07679 0.06949 0.0093 0.1491 1.0000 16.750 1.3470 0.08044 0.07320 0.0089 0.1441 1.0000 17.000 1.3536 0.08226 0.07495 0.0093 0.1392 1.0000 17.250 1.3266 0.08910 0.08204 0.0074 0.1362 1.0000 17.500 1.3145 0.09389 0.08695 0.0063 0.1328 1.0000 17.750 1.3425 0.09248 0.08533 0.0080 0.1278 1.0000 18.000 1.3052 0.10142 0.09457 0.0048 0.1262 1.0000 18.250 1.2223 0.11898 0.11251 -0.0031 0.1261 1.0000