XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 575 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.500 -0.5266 0.09299 0.08953 -0.0284 1.0000 0.0961 -8.250 -0.5948 0.09009 0.08658 -0.0235 1.0000 0.0965 -8.000 -0.6167 0.08512 0.08161 -0.0206 1.0000 0.0974 -7.750 -0.5940 0.08334 0.07991 -0.0185 1.0000 0.0983 -7.500 -0.5872 0.08170 0.07831 -0.0156 1.0000 0.0993 -7.250 -0.5890 0.07988 0.07650 -0.0126 1.0000 0.1007 -7.000 -0.5976 0.07769 0.07430 -0.0094 1.0000 0.1024 -6.750 -0.6112 0.07500 0.07158 -0.0061 1.0000 0.1042 -6.500 -0.7741 0.04912 0.04409 0.0130 0.9996 0.0761 -6.250 -0.7466 0.04590 0.04064 0.0118 0.9917 0.0748 -6.000 -0.7252 0.04176 0.03612 0.0119 0.9802 0.0733 -5.750 -0.7131 0.03763 0.03142 0.0146 0.9704 0.0719 -5.500 -0.6948 0.03485 0.02815 0.0165 0.9617 0.0722 -5.250 -0.6668 0.03279 0.02564 0.0166 0.9562 0.0730 -5.000 -0.6434 0.03101 0.02351 0.0178 0.9476 0.0733 -4.750 -0.6149 0.02964 0.02181 0.0179 0.9408 0.0744 -4.500 -0.5793 0.02843 0.02031 0.0167 0.9355 0.0752 -4.250 -0.5443 0.02716 0.01886 0.0153 0.9296 0.0764 -4.000 -0.5040 0.02606 0.01773 0.0129 0.9245 0.0778 -3.750 -0.4580 0.02529 0.01693 0.0094 0.9217 0.0798 -3.500 -0.4251 0.02453 0.01613 0.0085 0.9134 0.0814 -3.250 -0.3792 0.02383 0.01534 0.0051 0.9098 0.0841 -3.000 -0.3277 0.02289 0.01441 0.0005 0.9077 0.0871 -2.750 -0.2952 0.02214 0.01372 -0.0002 0.8978 0.0897 -2.500 -0.2465 0.02137 0.01297 -0.0041 0.8945 0.0936 -2.250 -0.2121 0.02071 0.01234 -0.0051 0.8858 0.0990 -2.000 -0.1699 0.02006 0.01174 -0.0077 0.8808 0.1072 -1.750 -0.1227 0.01928 0.01110 -0.0113 0.8781 0.1247 -1.500 -0.0923 0.01874 0.01070 -0.0115 0.8674 0.1534 -1.250 -0.0499 0.01817 0.01025 -0.0141 0.8632 0.1825 -1.000 -0.0190 0.01770 0.00983 -0.0143 0.8530 0.1995 -0.750 0.0214 0.01705 0.00923 -0.0165 0.8475 0.2166 -0.500 0.0548 0.01649 0.00873 -0.0172 0.8370 0.2325 -0.250 0.0974 0.01575 0.00810 -0.0198 0.8296 0.2527 0.000 0.1333 0.01515 0.00762 -0.0212 0.8165 0.2760 0.250 0.1792 0.01415 0.00705 -0.0248 0.8047 0.3644 0.500 0.5213 0.01473 0.00939 -0.0922 0.7990 1.0000 0.750 0.6132 0.01374 0.00807 -0.1054 0.7618 1.0000 1.000 0.6862 0.01350 0.00740 -0.1150 0.7139 1.0000 1.250 0.7222 0.01369 0.00730 -0.1167 0.6784 1.0000 1.500 0.7460 0.01393 0.00731 -0.1158 0.6469 1.0000 1.750 0.7627 0.01416 0.00736 -0.1133 0.6186 1.0000 2.000 0.7793 0.01440 0.00742 -0.1108 0.5925 1.0000 2.250 0.7953 0.01462 0.00751 -0.1082 0.5692 1.0000 2.500 0.8118 0.01485 0.00761 -0.1057 0.5472 1.0000 2.750 0.8291 0.01509 0.00771 -0.1034 0.5274 1.0000 3.000 0.8473 0.01534 0.00784 -0.1013 0.5096 1.0000 3.250 0.8658 0.01558 0.00799 -0.0993 0.4929 1.0000 3.500 0.8846 0.01584 0.00814 -0.0974 0.4772 1.0000 3.750 0.9037 0.01610 0.00831 -0.0956 0.4632 1.0000 4.000 0.9229 0.01638 0.00848 -0.0938 0.4499 1.0000 4.250 0.9414 0.01661 0.00868 -0.0918 0.4370 1.0000 4.500 0.9612 0.01688 0.00890 -0.0902 0.4255 1.0000 4.750 0.9810 0.01717 0.00910 -0.0885 0.4147 1.0000 5.000 0.9993 0.01741 0.00935 -0.0866 0.4036 1.0000 5.250 1.0192 0.01773 0.00958 -0.0850 0.3934 1.0000 5.500 1.0356 0.01797 0.00984 -0.0826 0.3822 1.0000 5.750 1.0523 0.01826 0.01010 -0.0804 0.3711 1.0000 6.000 1.0696 0.01859 0.01034 -0.0783 0.3606 1.0000 6.250 1.0830 0.01883 0.01063 -0.0753 0.3492 1.0000 6.500 1.1005 0.01919 0.01093 -0.0733 0.3395 1.0000 6.750 1.1143 0.01948 0.01123 -0.0705 0.3283 1.0000 7.000 1.1292 0.01981 0.01157 -0.0679 0.3177 1.0000 7.250 1.1435 0.02021 0.01188 -0.0654 0.3072 1.0000 7.500 1.1563 0.02049 0.01224 -0.0624 0.2963 1.0000 7.750 1.1701 0.02089 0.01261 -0.0597 0.2865 1.0000 8.000 1.1828 0.02125 0.01298 -0.0569 0.2764 1.0000 8.250 1.1962 0.02165 0.01340 -0.0542 0.2665 1.0000 8.500 1.2084 0.02206 0.01378 -0.0513 0.2577 1.0000 8.750 1.2226 0.02247 0.01425 -0.0488 0.2493 1.0000 9.000 1.2350 0.02294 0.01470 -0.0461 0.2417 1.0000 9.250 1.2485 0.02339 0.01521 -0.0436 0.2339 1.0000 9.500 1.2604 0.02388 0.01569 -0.0408 0.2267 1.0000 9.750 1.2729 0.02440 0.01625 -0.0382 0.2199 1.0000 10.000 1.2841 0.02492 0.01681 -0.0355 0.2125 1.0000 10.250 1.2950 0.02555 0.01743 -0.0327 0.2062 1.0000 10.500 1.3055 0.02610 0.01807 -0.0299 0.1986 1.0000 10.750 1.3139 0.02687 0.01877 -0.0269 0.1920 1.0000 11.000 1.3231 0.02748 0.01952 -0.0240 0.1840 1.0000 11.250 1.3286 0.02841 0.02037 -0.0208 0.1766 1.0000 11.500 1.3350 0.02918 0.02128 -0.0177 0.1676 1.0000 11.750 1.3389 0.03024 0.02232 -0.0145 0.1599 1.0000 12.000 1.3429 0.03127 0.02342 -0.0113 0.1511 1.0000 12.250 1.3448 0.03254 0.02471 -0.0081 0.1426 1.0000 12.500 1.3483 0.03374 0.02595 -0.0051 0.1362 1.0000 12.750 1.3500 0.03517 0.02739 -0.0022 0.1296 1.0000 13.000 1.3533 0.03649 0.02878 0.0004 0.1241 1.0000 13.250 1.3549 0.03806 0.03028 0.0030 0.1200 1.0000 13.500 1.3602 0.03943 0.03178 0.0051 0.1166 1.0000 13.750 1.3654 0.04082 0.03326 0.0071 0.1139 1.0000 14.000 1.3687 0.04238 0.03488 0.0090 0.1109 1.0000 14.250 1.3722 0.04402 0.03649 0.0109 0.1082 1.0000 14.500 1.3767 0.04564 0.03819 0.0125 0.1060 1.0000 14.750 1.3802 0.04737 0.04006 0.0141 0.1038 1.0000 15.000 1.3855 0.04903 0.04182 0.0155 0.1023 1.0000 15.250 1.3874 0.05090 0.04377 0.0167 0.1002 1.0000 15.500 1.3899 0.05281 0.04571 0.0179 0.0981 1.0000 15.750 1.3975 0.05434 0.04718 0.0190 0.0959 1.0000 16.000 1.3975 0.05660 0.04961 0.0200 0.0945 1.0000 16.250 1.3977 0.05889 0.05207 0.0209 0.0932 1.0000 16.500 1.3964 0.06136 0.05468 0.0216 0.0917 1.0000 16.750 1.3965 0.06375 0.05719 0.0221 0.0904 1.0000 17.000 1.3971 0.06613 0.05966 0.0227 0.0889 1.0000 17.250 1.3978 0.06843 0.06198 0.0230 0.0870 1.0000 17.500 1.4048 0.07006 0.06354 0.0237 0.0846 1.0000 17.750 1.3989 0.07331 0.06699 0.0237 0.0839 1.0000 18.000 1.3923 0.07676 0.07063 0.0235 0.0831 1.0000 18.250 1.3818 0.08076 0.07481 0.0229 0.0818 1.0000 18.500 1.3732 0.08463 0.07884 0.0221 0.0805 1.0000 18.750 1.3677 0.08811 0.08244 0.0216 0.0793 1.0000 19.000 1.3656 0.09109 0.08546 0.0209 0.0776 1.0000 19.250 1.3689 0.09332 0.08772 0.0209 0.0764 1.0000