XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 441 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 0.1197 0.09487 0.09107 -0.1081 0.9047 0.0707 -8.750 0.1278 0.09263 0.08883 -0.1086 0.8944 0.0723 -8.500 0.1201 0.09059 0.08675 -0.1135 0.8846 0.0754 -8.250 0.1209 0.08743 0.08359 -0.1157 0.8739 0.0760 -8.000 0.1400 0.08466 0.08077 -0.1138 0.8675 0.0766 -7.750 0.1542 0.08249 0.07860 -0.1129 0.8577 0.0774 -7.500 0.1668 0.08032 0.07637 -0.1130 0.8499 0.0788 -7.250 0.1757 0.07825 0.07431 -0.1136 0.8391 0.0811 -7.000 0.1606 0.07479 0.07083 -0.1243 0.8281 0.0848 -6.750 0.1760 0.07251 0.06853 -0.1206 0.8184 0.0854 -6.500 0.1919 0.07049 0.06646 -0.1190 0.8088 0.0863 -6.250 0.2061 0.06850 0.06442 -0.1188 0.7978 0.0876 -6.000 0.2191 0.06636 0.06226 -0.1200 0.7858 0.0895 -5.500 0.2738 0.03870 0.03393 -0.1715 0.7660 0.0759 -5.250 0.2969 0.03699 0.03216 -0.1720 0.7532 0.0765 -5.000 0.3483 0.02452 0.01833 -0.1895 0.7414 0.0694 -4.750 0.3785 0.02290 0.01640 -0.1909 0.7248 0.0703 -4.500 0.4089 0.02148 0.01463 -0.1921 0.7067 0.0718 -4.250 0.4395 0.02029 0.01300 -0.1931 0.6871 0.0744 -4.000 0.4688 0.01934 0.01174 -0.1936 0.6669 0.0769 -3.750 0.4962 0.01895 0.01120 -0.1936 0.6475 0.0794 -3.500 0.5250 0.01841 0.01037 -0.1938 0.6298 0.0827 -3.250 0.5537 0.01786 0.00961 -0.1940 0.6145 0.0865 -3.000 0.5817 0.01772 0.00934 -0.1941 0.6016 0.0917 -2.750 0.6102 0.01740 0.00884 -0.1943 0.5909 0.0979 -2.500 0.6390 0.01728 0.00853 -0.1944 0.5811 0.1056 -2.250 0.6677 0.01699 0.00819 -0.1947 0.5733 0.1148 -2.000 0.6968 0.01675 0.00790 -0.1951 0.5659 0.1253 -1.750 0.7262 0.01667 0.00769 -0.1955 0.5596 0.1369 -1.500 0.7553 0.01675 0.00769 -0.1957 0.5537 0.1482 -1.250 0.7839 0.01674 0.00772 -0.1960 0.5476 0.1594 -1.000 0.8131 0.01683 0.00773 -0.1962 0.5421 0.1703 -0.750 0.8426 0.01705 0.00782 -0.1965 0.5372 0.1815 -0.500 0.8710 0.01705 0.00790 -0.1967 0.5324 0.1932 -0.250 0.9000 0.01709 0.00795 -0.1970 0.5278 0.2067 0.000 0.9297 0.01716 0.00801 -0.1975 0.5235 0.2250 0.250 0.9604 0.01728 0.00813 -0.1982 0.5192 0.2566 0.500 0.9890 0.01717 0.00833 -0.1986 0.5150 0.3166 0.750 1.0174 0.01725 0.00868 -0.1988 0.5108 0.4070 1.000 1.0457 0.01748 0.00897 -0.1988 0.5070 0.4726 1.250 1.0743 0.01778 0.00925 -0.1990 0.5033 0.5164 1.500 1.1027 0.01814 0.00961 -0.1991 0.4996 0.5521 1.750 1.1284 0.01828 0.00990 -0.1987 0.4958 0.5840 2.000 1.1549 0.01847 0.01019 -0.1985 0.4921 0.6182 2.250 1.1816 0.01866 0.01046 -0.1983 0.4885 0.6576 2.500 1.2087 0.01887 0.01072 -0.1981 0.4851 0.7055 2.750 1.2359 0.01920 0.01107 -0.1979 0.4817 0.7696 3.000 1.2536 0.01905 0.01121 -0.1957 0.4787 1.0000 3.250 1.2800 0.01937 0.01151 -0.1956 0.4750 1.0000 3.500 1.3070 0.01970 0.01178 -0.1956 0.4713 1.0000 3.750 1.3347 0.02003 0.01203 -0.1957 0.4678 1.0000 4.000 1.3636 0.02042 0.01230 -0.1961 0.4647 1.0000 4.250 1.3918 0.02097 0.01276 -0.1963 0.4615 1.0000 4.500 1.4147 0.02128 0.01315 -0.1956 0.4579 1.0000 4.750 1.4391 0.02162 0.01351 -0.1951 0.4542 1.0000 5.000 1.4648 0.02194 0.01382 -0.1949 0.4507 1.0000 5.250 1.4920 0.02226 0.01408 -0.1949 0.4476 1.0000 5.500 1.5211 0.02271 0.01442 -0.1953 0.4446 1.0000 5.750 1.5444 0.02320 0.01496 -0.1948 0.4415 1.0000 6.000 1.5655 0.02359 0.01545 -0.1938 0.4378 1.0000 6.250 1.5886 0.02395 0.01584 -0.1931 0.4342 1.0000 6.500 1.6136 0.02426 0.01613 -0.1928 0.4309 1.0000 6.750 1.6410 0.02459 0.01640 -0.1929 0.4280 1.0000 7.000 1.6698 0.02515 0.01689 -0.1933 0.4251 1.0000 7.250 1.6864 0.02563 0.01754 -0.1916 0.4218 1.0000 7.500 1.7055 0.02609 0.01811 -0.1904 0.4181 1.0000 7.750 1.7274 0.02645 0.01851 -0.1896 0.4146 1.0000 8.000 1.7525 0.02674 0.01876 -0.1893 0.4115 1.0000 8.250 1.7814 0.02708 0.01903 -0.1897 0.4086 1.0000 8.500 1.7984 0.02770 0.01977 -0.1882 0.4052 1.0000 8.750 1.8122 0.02829 0.02051 -0.1861 0.4015 1.0000 9.000 1.8304 0.02876 0.02104 -0.1848 0.3980 1.0000 9.250 1.8528 0.02910 0.02140 -0.1841 0.3949 1.0000 9.500 1.8805 0.02937 0.02161 -0.1843 0.3920 1.0000 9.750 1.8961 0.02997 0.02230 -0.1826 0.3882 1.0000 10.000 1.9000 0.03059 0.02309 -0.1790 0.3837 1.0000 10.250 1.9121 0.03083 0.02337 -0.1766 0.3793 1.0000 10.500 1.9352 0.03079 0.02324 -0.1758 0.3752 1.0000 10.750 1.9413 0.03144 0.02398 -0.1727 0.3711 1.0000 11.000 1.9384 0.03232 0.02503 -0.1683 0.3667 1.0000 11.250 1.9470 0.03285 0.02561 -0.1657 0.3625 1.0000 11.500 1.9662 0.03306 0.02578 -0.1646 0.3587 1.0000 11.750 1.9720 0.03396 0.02676 -0.1619 0.3546 1.0000 12.000 1.9662 0.03531 0.02830 -0.1579 0.3502 1.0000 12.250 1.9723 0.03614 0.02919 -0.1555 0.3457 1.0000 12.500 1.9907 0.03643 0.02941 -0.1544 0.3415 1.0000 12.750 1.9844 0.03818 0.03134 -0.1510 0.3371 1.0000 13.000 1.9798 0.03989 0.03320 -0.1480 0.3323 1.0000 13.250 1.9861 0.04094 0.03427 -0.1461 0.3276 1.0000 13.500 1.9918 0.04217 0.03553 -0.1442 0.3228 1.0000 13.750 1.9794 0.04482 0.03839 -0.1412 0.3175 1.0000 14.000 1.9797 0.04655 0.04017 -0.1394 0.3123 1.0000 14.250 1.9826 0.04821 0.04185 -0.1377 0.3071 1.0000 14.500 1.9682 0.05161 0.04545 -0.1355 0.3015 1.0000 14.750 1.9682 0.05374 0.04761 -0.1341 0.2959 1.0000 15.000 1.9629 0.05659 0.05056 -0.1327 0.2905 1.0000 15.250 1.9492 0.06054 0.05469 -0.1313 0.2849 1.0000 15.500 1.9521 0.06256 0.05664 -0.1304 0.2784 1.0000 15.750 1.9304 0.06785 0.06216 -0.1294 0.2727 1.0000 16.000 1.9199 0.07185 0.06624 -0.1288 0.2664 1.0000 16.250 1.9082 0.07614 0.07062 -0.1283 0.2602 1.0000 16.500 1.8880 0.08179 0.07641 -0.1282 0.2538 1.0000 16.750 1.8784 0.08597 0.08061 -0.1281 0.2467 1.0000 17.000 1.8536 0.09256 0.08739 -0.1285 0.2403 1.0000 17.250 1.8423 0.09714 0.09196 -0.1288 0.2325 1.0000 17.500 1.8166 0.10402 0.09901 -0.1297 0.2257 1.0000 17.750 1.7996 0.10956 0.10458 -0.1304 0.2167 1.0000