XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 592 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.750 -0.3460 0.15580 0.14975 -0.0202 1.0000 0.1461 -9.500 -0.3687 0.15734 0.15139 -0.0200 1.0000 0.1470 -9.250 -0.3944 0.15903 0.15317 -0.0196 1.0000 0.1474 -9.000 -0.3569 0.14934 0.14346 -0.0172 1.0000 0.1504 -8.750 -0.3542 0.14685 0.14100 -0.0157 1.0000 0.1533 -8.500 -0.3578 0.14521 0.13940 -0.0145 1.0000 0.1567 -8.250 -0.3670 0.14424 0.13848 -0.0136 1.0000 0.1604 -8.000 -0.3862 0.14451 0.13882 -0.0131 1.0000 0.1630 -7.750 -0.4156 0.14587 0.14027 -0.0123 1.0000 0.1641 -7.500 -0.4467 0.14694 0.14144 -0.0108 1.0000 0.1645 -7.250 -0.3960 0.13748 0.13194 -0.0094 1.0000 0.1698 -7.000 -0.3990 0.13560 0.13009 -0.0079 1.0000 0.1735 -6.750 -0.4101 0.13436 0.12890 -0.0066 1.0000 0.1771 -6.500 -0.4313 0.13395 0.12856 -0.0051 1.0000 0.1799 -6.250 -0.4620 0.13435 0.12904 -0.0044 1.0000 0.1816 -6.000 -0.4851 0.13413 0.12888 -0.0086 1.0000 0.1829 -5.750 -0.4637 0.12801 0.12278 -0.0018 1.0000 0.1861 -5.500 -0.4612 0.12546 0.12026 0.0001 1.0000 0.1901 -5.250 -0.4671 0.12352 0.11835 0.0005 1.0000 0.1949 -5.000 -0.4852 0.12365 0.11843 -0.0089 1.0000 0.2010 -4.750 -0.4812 0.11893 0.11381 -0.0032 1.0000 0.2034 -4.500 -0.4770 0.11617 0.11108 0.0003 1.0000 0.2085 -4.250 -0.4757 0.11550 0.11028 -0.0112 1.0000 0.2201 -4.000 -0.4755 0.11116 0.10606 -0.0046 1.0000 0.2224 -3.750 -0.4723 0.10856 0.10350 -0.0014 1.0000 0.2279 -3.500 -0.4620 0.10634 0.10118 -0.0092 1.0000 0.2400 -3.250 -0.4607 0.10326 0.09817 -0.0046 1.0000 0.2440 -3.000 -0.4455 0.10127 0.09607 -0.0110 1.0000 0.2588 -2.750 -0.4446 0.09826 0.09314 -0.0064 1.0000 0.2636 -2.500 -0.4267 0.09597 0.09079 -0.0103 0.9978 0.2799 -2.250 -0.4046 0.09399 0.08878 -0.0131 0.9925 0.2991 -2.000 -0.3868 0.09189 0.08666 -0.0143 0.9862 0.3191 -1.750 -0.3677 0.09031 0.08507 -0.0151 0.9811 0.3418 -1.500 -0.3501 0.08846 0.08320 -0.0170 0.9739 0.3745 -1.250 -0.3347 0.08714 0.08191 -0.0156 0.9687 0.4032 -1.000 -0.3297 0.08540 0.08021 -0.0130 0.9617 0.4515 -0.750 -0.3245 0.08387 0.07879 -0.0075 0.9561 0.4951 -0.500 -0.3284 0.08197 0.07697 -0.0012 0.9509 0.5372 -0.250 -0.3253 0.08033 0.07540 0.0039 0.9438 0.5904 0.000 -0.3193 0.07894 0.07406 0.0084 0.9396 0.6310 0.250 -0.3144 0.07667 0.07182 0.0114 0.9320 0.6598 0.500 -0.2845 0.07562 0.07071 0.0080 0.9259 0.6854 0.750 -0.2650 0.07382 0.06888 0.0063 0.9206 0.6934 1.000 0.0479 0.07598 0.06736 -0.0771 0.9084 0.2322 1.250 0.0609 0.07495 0.06611 -0.0764 0.9010 0.2292 1.500 0.0956 0.07558 0.06637 -0.0788 0.8936 0.2284 1.750 0.1218 0.07635 0.06683 -0.0800 0.8891 0.2276 2.000 0.1416 0.07633 0.06661 -0.0801 0.8792 0.2307 2.250 0.1805 0.07848 0.06839 -0.0828 0.8742 0.2349 2.500 0.1870 0.07797 0.06772 -0.0811 0.8652 0.2373 2.750 0.2205 0.07958 0.06922 -0.0832 0.8582 0.2451 3.000 0.2344 0.08023 0.06974 -0.0827 0.8517 0.2504 3.250 0.2646 0.08173 0.07097 -0.0843 0.8424 0.2593 3.500 0.2918 0.08377 0.07293 -0.0858 0.8374 0.2704 3.750 0.3085 0.08432 0.07341 -0.0857 0.8267 0.2797 4.000 0.3520 0.08777 0.07686 -0.0893 0.8216 0.3026 4.250 0.3522 0.08728 0.07638 -0.0870 0.8106 0.3136 4.500 0.3931 0.09016 0.07954 -0.0903 0.8048 0.3609 4.750 0.3973 0.09004 0.07995 -0.0891 0.7954 0.4249 5.000 0.4353 0.09192 0.08230 -0.0910 0.7876 1.0000 5.250 0.4350 0.09246 0.08270 -0.0889 0.7774 1.0000 5.500 0.4709 0.09608 0.08602 -0.0912 0.7700 1.0000 5.750 0.4687 0.09656 0.08645 -0.0891 0.7592 1.0000 6.000 0.5057 0.10049 0.09019 -0.0916 0.7523 1.0000 6.250 0.5009 0.10079 0.09048 -0.0894 0.7411 1.0000 6.500 0.5405 0.10518 0.09471 -0.0921 0.7344 1.0000 6.750 0.5319 0.10516 0.09470 -0.0896 0.7229 1.0000 7.000 0.5694 0.10957 0.09899 -0.0922 0.7168 1.0000 7.250 0.5622 0.10966 0.09910 -0.0899 0.7046 1.0000 7.500 0.5953 0.11390 0.10326 -0.0920 0.6991 1.0000 7.750 0.5891 0.11422 0.10361 -0.0901 0.6874 1.0000 8.000 0.6216 0.11847 0.10780 -0.0921 0.6815 1.0000 8.250 0.6155 0.11887 0.10823 -0.0903 0.6699 1.0000 8.500 0.6524 0.12358 0.11291 -0.0927 0.6645 1.0000 8.750 0.6386 0.12359 0.11296 -0.0905 0.6538 1.0000 9.000 0.6737 0.12793 0.11727 -0.0925 0.6473 1.0000 9.250 0.6621 0.12842 0.11779 -0.0908 0.6378 1.0000 9.500 0.6892 0.13197 0.12135 -0.0921 0.6309 1.0000 9.750 0.6859 0.13355 0.12296 -0.0913 0.6234 1.0000 10.000 0.7072 0.13642 0.12585 -0.0921 0.6144 1.0000 10.250 0.7153 0.13924 0.12869 -0.0923 0.6093 1.0000 10.500 0.7238 0.14101 0.13050 -0.0922 0.5989 1.0000 10.750 0.7502 0.14552 0.13504 -0.0936 0.5937 1.0000 11.000 0.7436 0.14590 0.13548 -0.0928 0.5828 1.0000 11.250 0.7797 0.15136 0.14097 -0.0946 0.5768 1.0000 11.500 0.7654 0.15096 0.14062 -0.0935 0.5656 1.0000 11.750 0.7935 0.15568 0.14539 -0.0948 0.5588 1.0000