XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 746 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.500 -0.3765 0.10811 0.10393 0.0060 0.7701 0.0604 -8.250 -0.3827 0.10702 0.10285 0.0022 0.7634 0.0611 -8.000 -0.3883 0.10580 0.10166 -0.0025 0.7556 0.0615 -7.750 -0.3875 0.10417 0.09995 -0.0069 0.7498 0.0617 -7.500 -0.3636 0.09520 0.09105 -0.0009 0.7424 0.0639 -7.250 -0.3541 0.09185 0.08766 -0.0005 0.7364 0.0661 -7.000 -0.3472 0.08896 0.08476 -0.0021 0.7305 0.0684 -6.750 -0.3401 0.08617 0.08195 -0.0050 0.7244 0.0717 -6.500 -0.3331 0.08544 0.08102 -0.0130 0.7200 0.0750 -6.250 -0.3224 0.08050 0.07611 -0.0147 0.7141 0.0765 -6.000 -0.3105 0.07648 0.07211 -0.0120 0.7084 0.0796 -5.750 -0.2983 0.07362 0.06916 -0.0127 0.7043 0.0833 -5.500 -0.2738 0.07304 0.06815 -0.0217 0.6987 0.0899 -5.250 -0.2640 0.06725 0.06256 -0.0194 0.6936 0.0920 -5.000 -0.2506 0.06435 0.05961 -0.0183 0.6895 0.0962 -4.750 -0.2253 0.06208 0.05702 -0.0232 0.6838 0.1056 -4.500 -0.2119 0.05868 0.05374 -0.0216 0.6788 0.1104 -4.250 -0.1914 0.05628 0.05106 -0.0231 0.6752 0.1217 -4.000 -0.1673 0.05482 0.04931 -0.0248 0.6701 0.1354 -3.750 -0.1445 0.05375 0.04798 -0.0253 0.6648 0.1498 -3.500 -0.1310 0.04909 0.04353 -0.0240 0.6609 0.1538 -3.250 -0.1102 0.04705 0.04137 -0.0241 0.6566 0.1690 -3.000 -0.0886 0.04521 0.03950 -0.0244 0.6514 0.1881 -2.750 -0.0695 0.04347 0.03765 -0.0238 0.6472 0.2157 -2.500 -0.0518 0.04178 0.03585 -0.0224 0.6440 0.2461 -2.250 -0.0314 0.04023 0.03438 -0.0223 0.6381 0.2807 -1.000 0.1368 0.03193 0.02319 -0.0236 0.6167 0.1191 -0.750 0.1635 0.03007 0.02115 -0.0228 0.6139 0.1104 -0.500 0.1943 0.02991 0.02066 -0.0235 0.6082 0.1030 -0.250 0.2226 0.02915 0.01979 -0.0235 0.6032 0.1004 0.000 0.2498 0.02848 0.01895 -0.0227 0.5997 0.1007 0.250 0.2778 0.02842 0.01881 -0.0230 0.5951 0.1024 0.500 0.3061 0.02839 0.01878 -0.0237 0.5892 0.1024 0.750 0.3328 0.02797 0.01830 -0.0230 0.5854 0.1031 1.000 0.3588 0.02747 0.01773 -0.0216 0.5828 0.1048 1.250 0.3873 0.02833 0.01877 -0.0241 0.5746 0.1092 1.500 0.4144 0.02820 0.01855 -0.0234 0.5706 0.1173 1.750 0.4405 0.02778 0.01813 -0.0220 0.5679 0.1403 2.000 0.5593 0.02666 0.01887 -0.0410 0.5575 1.0000 2.250 0.5817 0.02668 0.01869 -0.0392 0.5540 1.0000 2.500 0.6046 0.02803 0.02005 -0.0402 0.5462 1.0000 2.750 0.6271 0.02829 0.02021 -0.0390 0.5411 1.0000 3.000 0.6498 0.02805 0.01980 -0.0368 0.5381 1.0000 3.250 0.6706 0.02977 0.02162 -0.0381 0.5284 1.0000 3.500 0.6936 0.02961 0.02135 -0.0362 0.5245 1.0000 3.750 0.7133 0.03097 0.02278 -0.0366 0.5164 1.0000 4.000 0.7355 0.03123 0.02299 -0.0354 0.5110 1.0000 4.250 0.7598 0.03073 0.02239 -0.0331 0.5081 1.0000 4.500 0.7761 0.03277 0.02456 -0.0341 0.4976 1.0000 4.750 0.8007 0.03231 0.02406 -0.0321 0.4941 1.0000 5.000 0.8158 0.03418 0.02603 -0.0325 0.4843 1.0000 5.250 0.8402 0.03385 0.02567 -0.0307 0.4801 1.0000 5.500 0.8676 0.03298 0.02473 -0.0285 0.4777 1.0000 5.750 0.8790 0.03526 0.02720 -0.0291 0.4659 1.0000 6.000 0.9076 0.03426 0.02615 -0.0270 0.4634 1.0000 6.250 0.9164 0.03673 0.02879 -0.0273 0.4518 1.0000 6.500 0.9460 0.03566 0.02769 -0.0253 0.4492 1.0000 6.750 0.9527 0.03816 0.03038 -0.0254 0.4377 1.0000 7.000 0.9844 0.03682 0.02904 -0.0234 0.4350 1.0000 7.250 1.0175 0.03536 0.02756 -0.0215 0.4330 1.0000 7.750 1.0143 0.04210 0.03466 -0.0217 0.4088 1.0000 8.000 1.0501 0.04039 0.03304 -0.0198 0.4065 1.0000 8.250 1.0924 0.03777 0.03044 -0.0178 0.4047 1.0000 8.500 1.0982 0.03936 0.03219 -0.0170 0.3931 1.0000 8.750 1.1599 0.03251 0.02526 -0.0138 0.3847 1.0000 9.000 1.2026 0.02879 0.02139 -0.0118 0.3750 1.0000 9.250 1.2242 0.02818 0.02091 -0.0106 0.3618 1.0000 9.500 1.2482 0.02710 0.01990 -0.0093 0.3464 1.0000 9.750 1.2616 0.02729 0.02029 -0.0081 0.3269 1.0000 10.000 1.2751 0.02753 0.02062 -0.0069 0.3064 1.0000 10.250 1.2807 0.02858 0.02172 -0.0056 0.2829 1.0000 10.500 1.2772 0.03043 0.02351 -0.0044 0.2601 1.0000 10.750 1.2611 0.03332 0.02637 -0.0031 0.2422 1.0000 11.000 1.2461 0.03666 0.02965 -0.0025 0.2233 1.0000 11.250 1.2309 0.04039 0.03329 -0.0024 0.2036 1.0000 11.500 1.2148 0.04451 0.03734 -0.0025 0.1798 1.0000 11.750 1.1966 0.04900 0.04168 -0.0029 0.1488 1.0000 12.000 1.1769 0.05374 0.04620 -0.0035 0.1120 1.0000 12.250 1.1552 0.05891 0.05113 -0.0043 0.0908 1.0000 12.500 1.1364 0.06405 0.05612 -0.0051 0.0779 1.0000 12.750 1.1224 0.06890 0.06095 -0.0061 0.0688 1.0000 13.000 1.1103 0.07371 0.06578 -0.0071 0.0638 1.0000 13.250 1.1008 0.07834 0.07049 -0.0082 0.0595 1.0000 13.500 1.0924 0.08291 0.07513 -0.0093 0.0571 1.0000 13.750 1.0829 0.08773 0.07999 -0.0105 0.0549 1.0000 14.000 1.0770 0.09202 0.08432 -0.0116 0.0533 1.0000 14.250 1.0757 0.09557 0.08797 -0.0122 0.0517 1.0000 14.500 1.0760 0.09880 0.09127 -0.0127 0.0494 1.0000 14.750 1.0798 0.10132 0.09382 -0.0128 0.0476 1.0000 15.000 1.0989 0.10016 0.09249 -0.0101 0.0442 1.0000 15.250 1.1259 0.09827 0.09069 -0.0069 0.0427 1.0000 15.500 1.1604 0.09547 0.08794 -0.0024 0.0415 1.0000 15.750 1.1870 0.09475 0.08735 0.0009 0.0409 1.0000 16.000 1.2016 0.09630 0.08907 0.0023 0.0405 1.0000 16.250 1.2067 0.09931 0.09226 0.0024 0.0398 1.0000 16.500 1.2077 0.10299 0.09614 0.0018 0.0394 1.0000 16.750 1.2044 0.10736 0.10074 0.0006 0.0391 1.0000 17.000 1.1950 0.11279 0.10642 -0.0015 0.0392 1.0000 17.250 1.1805 0.11922 0.11310 -0.0046 0.0396 1.0000 17.500 1.1621 0.12660 0.12072 -0.0085 0.0401 1.0000 17.750 1.1417 0.13465 0.12899 -0.0131 0.0407 1.0000 18.000 1.1184 0.14379 0.13833 -0.0187 0.0412 1.0000 18.250 1.0922 0.15426 0.14898 -0.0252 0.0420 1.0000 18.500 1.0682 0.16496 0.15979 -0.0317 0.0430 1.0000 18.750 1.0525 0.17411 0.16899 -0.0367 0.0440 1.0000