XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 632 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 -0.3202 0.09834 0.09377 -0.0384 1.0000 0.1226 -8.750 -0.3453 0.09783 0.09341 -0.0347 1.0000 0.1237 -8.500 -0.3774 0.09774 0.09346 -0.0307 1.0000 0.1248 -8.250 -0.4191 0.09556 0.09136 -0.0371 0.9931 0.1272 -8.000 -0.4135 0.08982 0.08560 -0.0427 0.9835 0.1296 -7.750 -0.3644 0.08608 0.08186 -0.0433 0.9818 0.1347 -7.500 -0.3726 0.08212 0.07778 -0.0507 0.9654 0.1426 -7.250 -0.3587 0.07683 0.07245 -0.0548 0.9564 0.1471 -7.000 -0.3323 0.07401 0.06963 -0.0558 0.9484 0.1539 -6.750 -0.3244 0.06936 0.06481 -0.0610 0.9391 0.1641 -6.500 -0.3070 0.06709 0.06253 -0.0610 0.9282 0.1730 -6.250 -0.2832 0.06308 0.05843 -0.0644 0.9230 0.1845 -6.000 -0.2846 0.06063 0.05580 -0.0640 0.9098 0.1975 -5.500 -0.2403 0.05548 0.05057 -0.0651 0.8947 0.2237 -5.250 -0.2185 0.05271 0.04764 -0.0667 0.8898 0.2492 -4.500 -0.1947 0.03899 0.03189 -0.0605 0.8593 0.1330 -4.250 -0.1777 0.03603 0.02801 -0.0570 0.8513 0.1108 -4.000 -0.1528 0.03379 0.02551 -0.0564 0.8439 0.1077 -3.750 -0.1145 0.03141 0.02270 -0.0575 0.8398 0.1048 -3.500 -0.1012 0.03060 0.02166 -0.0547 0.8294 0.1046 -3.250 -0.0632 0.02917 0.01995 -0.0559 0.8244 0.1075 -3.000 -0.0372 0.02827 0.01882 -0.0552 0.8167 0.1090 -2.750 -0.0049 0.02725 0.01758 -0.0555 0.8095 0.1108 -2.500 0.0427 0.02563 0.01586 -0.0585 0.8054 0.1149 -2.250 0.0602 0.02530 0.01561 -0.0567 0.7953 0.1205 -2.000 0.1011 0.02424 0.01450 -0.0585 0.7898 0.1297 -1.750 0.4537 0.01916 0.01222 -0.1170 0.7940 1.0000 -1.500 0.4772 0.01918 0.01203 -0.1161 0.7858 1.0000 -1.250 0.4950 0.01937 0.01209 -0.1143 0.7751 1.0000 -1.000 0.5160 0.01949 0.01206 -0.1130 0.7664 1.0000 -0.750 0.5363 0.01960 0.01205 -0.1116 0.7568 1.0000 -0.500 0.5559 0.01978 0.01212 -0.1101 0.7478 1.0000 -0.250 0.5777 0.01985 0.01207 -0.1089 0.7391 1.0000 0.000 0.5964 0.02008 0.01222 -0.1073 0.7298 1.0000 0.250 0.6194 0.02011 0.01214 -0.1062 0.7217 1.0000 0.500 0.6373 0.02037 0.01235 -0.1045 0.7121 1.0000 0.750 0.6612 0.02039 0.01225 -0.1035 0.7045 1.0000 1.000 0.6785 0.02070 0.01255 -0.1017 0.6950 1.0000 1.250 0.7031 0.02070 0.01243 -0.1008 0.6876 1.0000 1.500 0.7197 0.02106 0.01279 -0.0989 0.6779 1.0000 1.750 0.7449 0.02105 0.01267 -0.0982 0.6708 1.0000 2.000 0.7607 0.02149 0.01314 -0.0962 0.6614 1.0000 2.250 0.7852 0.02156 0.01312 -0.0954 0.6546 1.0000 2.500 0.8013 0.02202 0.01360 -0.0934 0.6456 1.0000 2.750 0.8248 0.02212 0.01364 -0.0925 0.6384 1.0000 3.000 0.8419 0.02256 0.01410 -0.0907 0.6300 1.0000 3.250 0.8629 0.02281 0.01433 -0.0894 0.6225 1.0000 3.500 0.8834 0.02313 0.01463 -0.0880 0.6154 1.0000 3.750 0.8999 0.02354 0.01509 -0.0861 0.6069 1.0000 4.000 0.9278 0.02353 0.01498 -0.0858 0.6011 1.0000 4.250 0.9373 0.02418 0.01574 -0.0828 0.5911 1.0000 4.500 0.9685 0.02393 0.01536 -0.0828 0.5849 1.0000 4.750 0.9752 0.02469 0.01626 -0.0794 0.5750 1.0000 5.000 1.0060 0.02440 0.01586 -0.0794 0.5685 1.0000 5.250 1.0131 0.02509 0.01669 -0.0760 0.5588 1.0000 5.500 1.0459 0.02460 0.01608 -0.0762 0.5516 1.0000 5.750 1.0519 0.02527 0.01690 -0.0725 0.5419 1.0000 6.000 1.0834 0.02491 0.01643 -0.0726 0.5353 1.0000 6.250 1.0880 0.02573 0.01742 -0.0689 0.5269 1.0000 6.500 1.1160 0.02551 0.01717 -0.0685 0.5201 1.0000 6.750 1.1248 0.02601 0.01779 -0.0652 0.5111 1.0000 7.000 1.1564 0.02545 0.01713 -0.0652 0.5028 1.0000 7.250 1.1621 0.02597 0.01779 -0.0614 0.4931 1.0000 7.500 1.1913 0.02562 0.01737 -0.0611 0.4852 1.0000 7.750 1.1978 0.02606 0.01795 -0.0574 0.4755 1.0000 8.000 1.2186 0.02600 0.01789 -0.0559 0.4668 1.0000 8.250 1.2325 0.02618 0.01815 -0.0533 0.4575 1.0000 8.500 1.2457 0.02641 0.01844 -0.0506 0.4482 1.0000 8.750 1.2704 0.02619 0.01817 -0.0496 0.4381 1.0000 9.000 1.2713 0.02668 0.01881 -0.0450 0.4273 1.0000 9.250 1.2824 0.02682 0.01901 -0.0419 0.4159 1.0000 9.500 1.2953 0.02686 0.01903 -0.0390 0.4033 1.0000 9.750 1.3034 0.02699 0.01915 -0.0354 0.3894 1.0000 10.000 1.2982 0.02743 0.01966 -0.0297 0.3750 1.0000 10.250 1.2882 0.02784 0.02011 -0.0232 0.3603 1.0000 10.500 1.2767 0.02833 0.02057 -0.0167 0.3441 1.0000 10.750 1.2676 0.02896 0.02111 -0.0110 0.3255 1.0000 11.000 1.2527 0.03012 0.02228 -0.0053 0.3054 1.0000 11.250 1.2410 0.03149 0.02356 -0.0006 0.2844 1.0000 11.500 1.2329 0.03299 0.02488 0.0033 0.2651 1.0000 11.750 1.2277 0.03462 0.02634 0.0065 0.2483 1.0000 12.000 1.2268 0.03622 0.02780 0.0091 0.2343 1.0000 12.250 1.2294 0.03780 0.02933 0.0112 0.2227 1.0000 12.500 1.2376 0.03915 0.03062 0.0130 0.2132 1.0000 12.750 1.2568 0.03999 0.03125 0.0140 0.2049 1.0000 13.000 1.2620 0.04157 0.03297 0.0156 0.1984 1.0000 13.250 1.2843 0.04234 0.03355 0.0163 0.1909 1.0000 13.500 1.2889 0.04400 0.03538 0.0179 0.1858 1.0000 13.750 1.2982 0.04535 0.03675 0.0191 0.1798 1.0000 14.000 1.3139 0.04657 0.03792 0.0199 0.1735 1.0000 14.250 1.3152 0.04842 0.03997 0.0214 0.1695 1.0000 14.500 1.3273 0.04971 0.04128 0.0223 0.1646 1.0000 14.750 1.3471 0.05085 0.04239 0.0228 0.1594 1.0000 15.000 1.3396 0.05319 0.04500 0.0244 0.1564 1.0000 15.250 1.3387 0.05526 0.04723 0.0256 0.1528 1.0000 15.500 1.3647 0.05577 0.04753 0.0259 0.1458 1.0000 15.750 1.3473 0.05878 0.05085 0.0274 0.1434 1.0000 16.000 1.3342 0.06178 0.05410 0.0283 0.1405 1.0000 16.250 1.3280 0.06416 0.05657 0.0290 0.1358 1.0000 16.500 1.3366 0.06554 0.05792 0.0296 0.1306 1.0000 16.750 1.3173 0.06952 0.06220 0.0298 0.1281 1.0000 17.000 1.3011 0.07337 0.06627 0.0297 0.1245 1.0000 17.250 1.3110 0.07427 0.06701 0.0301 0.1180 1.0000 17.500 1.2860 0.07959 0.07267 0.0293 0.1154 1.0000 17.750 1.2659 0.08461 0.07792 0.0282 0.1115 1.0000 18.000 1.2654 0.08686 0.08006 0.0278 0.1046 1.0000 18.250 1.2386 0.09338 0.08688 0.0258 0.1008 1.0000 18.500 1.2356 0.09623 0.08957 0.0250 0.0926 1.0000 18.750 1.2078 0.10348 0.09710 0.0224 0.0881 1.0000 19.000 1.2031 0.10691 0.10039 0.0216 0.0804 1.0000