XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 744 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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.500 -0.2366 0.14680 0.14000 0.0050 0.6637 0.0951 -11.250 -0.2367 0.14584 0.13906 0.0022 0.6604 0.0959 -11.000 -0.2364 0.14448 0.13773 -0.0003 0.6575 0.0963 -10.750 -0.2127 0.13813 0.13130 0.0008 0.6539 0.0978 -10.500 -0.1965 0.13447 0.12767 -0.0008 0.6490 0.0997 -10.250 -0.1853 0.13161 0.12483 -0.0024 0.6448 0.1019 -10.000 -0.1773 0.12915 0.12237 -0.0041 0.6412 0.1043 -9.750 -0.1753 0.12762 0.12083 -0.0063 0.6382 0.1070 -9.500 -0.1816 0.12733 0.12056 -0.0093 0.6359 0.1083 -9.250 -0.1708 0.12374 0.11698 -0.0108 0.6326 0.1094 -9.000 -0.1458 0.11886 0.11212 -0.0109 0.6277 0.1121 -8.750 -0.1340 0.11612 0.10939 -0.0121 0.6239 0.1152 -8.500 -0.1277 0.11394 0.10722 -0.0136 0.6206 0.1186 -8.250 -0.1295 0.11278 0.10607 -0.0162 0.6179 0.1214 -8.000 -0.1392 0.11237 0.10568 -0.0197 0.6157 0.1225 -7.750 -0.1264 0.10874 0.10209 -0.0213 0.6119 0.1235 -7.500 -0.1013 0.10435 0.09773 -0.0210 0.6074 0.1258 -7.250 -0.0889 0.10167 0.09505 -0.0219 0.6036 0.1286 -7.000 -0.0822 0.09945 0.09284 -0.0232 0.6005 0.1316 -6.750 -0.0846 0.09798 0.09137 -0.0250 0.5978 0.1351 -6.500 -0.0975 0.09806 0.09142 -0.0285 0.5958 0.1374 -6.250 -0.0884 0.09556 0.08897 -0.0314 0.5916 0.1385 -6.000 -0.0670 0.09169 0.08517 -0.0308 0.5869 0.1408 -5.750 -0.0542 0.08931 0.08279 -0.0312 0.5833 0.1446 -5.500 -0.0492 0.08788 0.08132 -0.0331 0.5802 0.1506 -5.250 -0.0481 0.08693 0.08026 -0.0366 0.5777 0.1541 -5.000 -0.0331 0.08329 0.07662 -0.0342 0.5754 0.1570 -4.750 -0.0173 0.08168 0.07510 -0.0365 0.5694 0.1616 -4.500 -0.0108 0.08223 0.07545 -0.0417 0.5650 0.1694 -4.250 0.0029 0.07869 0.07197 -0.0405 0.5616 0.1710 -4.000 0.0162 0.07620 0.06944 -0.0398 0.5587 0.1733 -3.500 0.0551 0.06878 0.06132 -0.0465 0.5518 0.0941 -3.250 0.0700 0.06639 0.05866 -0.0484 0.5463 0.0859 -3.000 0.0849 0.06489 0.05708 -0.0479 0.5423 0.0843 -2.750 0.1013 0.06308 0.05509 -0.0472 0.5393 0.0836 -2.500 0.1194 0.06110 0.05287 -0.0463 0.5370 0.0834 -2.250 0.1299 0.06084 0.05253 -0.0468 0.5305 0.0832 -2.000 0.1410 0.06034 0.05189 -0.0466 0.5245 0.0828 -1.750 0.1579 0.05891 0.05023 -0.0456 0.5209 0.0820 -1.500 0.1779 0.05718 0.04819 -0.0445 0.5183 0.0809 -1.250 0.2006 0.05527 0.04592 -0.0431 0.5164 0.0800 -1.000 0.1941 0.05742 0.04808 -0.0434 0.5057 0.0797 -0.750 0.2114 0.05652 0.04686 -0.0423 0.5017 0.0793 -0.500 0.2344 0.05533 0.04535 -0.0411 0.4990 0.0801 -0.250 0.2607 0.05405 0.04372 -0.0399 0.4971 0.0820 0.250 0.2645 0.05680 0.04617 -0.0388 0.4819 0.0837 0.500 0.2932 0.05586 0.04484 -0.0381 0.4794 0.0849 0.750 0.3257 0.05480 0.04348 -0.0376 0.4776 0.0862 1.250 0.3216 0.05849 0.04709 -0.0360 0.4624 0.0877 1.500 0.3636 0.05806 0.04641 -0.0374 0.4600 0.0923 2.000 0.3688 0.06188 0.04996 -0.0364 0.4464 0.0963 2.250 0.4039 0.06176 0.04977 -0.0372 0.4434 0.1008 2.500 0.4401 0.06143 0.04924 -0.0375 0.4414 0.1082 2.750 0.4137 0.06547 0.05333 -0.0362 0.4311 0.1073 3.000 0.4364 0.06590 0.05376 -0.0359 0.4275 0.1146 3.250 0.4642 0.06584 0.05365 -0.0354 0.4251 0.1257 3.500 0.4515 0.06903 0.05687 -0.0346 0.4167 0.1284 3.750 0.4651 0.07012 0.05799 -0.0339 0.4123 0.1412 4.000 0.4878 0.07039 0.05838 -0.0332 0.4094 0.1758 4.250 0.5135 0.07004 0.05839 -0.0324 0.4075 0.2855 4.500 0.5601 0.07418 0.06396 -0.0452 0.3968 1.0000 4.750 0.5779 0.07509 0.06460 -0.0441 0.3937 1.0000 5.000 0.6001 0.07565 0.06491 -0.0430 0.3915 1.0000 5.250 0.5796 0.08004 0.06933 -0.0427 0.3833 1.0000 5.500 0.5917 0.08148 0.07061 -0.0418 0.3792 1.0000 5.750 0.6118 0.08221 0.07115 -0.0408 0.3765 1.0000 6.250 0.6072 0.08817 0.07701 -0.0401 0.3660 1.0000 6.500 0.6205 0.08967 0.07840 -0.0394 0.3626 1.0000 6.750 0.6400 0.09053 0.07912 -0.0386 0.3602 1.0000 7.000 0.6327 0.09412 0.08269 -0.0385 0.3544 1.0000 7.250 0.6350 0.09677 0.08530 -0.0383 0.3496 1.0000 7.500 0.6471 0.09855 0.08699 -0.0378 0.3467 1.0000 7.750 0.6642 0.09981 0.08816 -0.0372 0.3446 1.0000 8.000 0.6661 0.10271 0.09102 -0.0371 0.3408 1.0000 8.250 0.6586 0.10647 0.09481 -0.0374 0.3354 1.0000 8.500 0.6689 0.10841 0.09669 -0.0370 0.3319 1.0000 8.750 0.6849 0.10982 0.09803 -0.0365 0.3295 1.0000 9.000 0.7029 0.11111 0.09926 -0.0359 0.3278 1.0000 9.250 0.6868 0.11608 0.10428 -0.0368 0.3231 1.0000 9.500 0.6868 0.11912 0.10732 -0.0371 0.3192 1.0000 9.750 0.6972 0.12114 0.10931 -0.0369 0.3161 1.0000 10.000 0.7139 0.12259 0.11071 -0.0365 0.3136 1.0000 10.250 0.7326 0.12392 0.11199 -0.0360 0.3120 1.0000 10.500 0.7172 0.12876 0.11690 -0.0371 0.3082 1.0000 10.750 0.7158 0.13206 0.12022 -0.0377 0.3046 1.0000 11.000 0.7239 0.13434 0.12250 -0.0378 0.3014 1.0000 11.250 0.7373 0.13616 0.12429 -0.0376 0.2989 1.0000 11.500 0.7552 0.13765 0.12577 -0.0373 0.2969 1.0000 11.750 0.7575 0.14078 0.12891 -0.0378 0.2947 1.0000 12.000 0.7494 0.14475 0.13293 -0.0390 0.2912 1.0000