XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 534 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.250 -0.2241 0.12337 0.11598 -0.0201 1.0000 0.2160 -10.000 -0.2298 0.12285 0.11555 -0.0210 1.0000 0.2224 -9.750 -0.2440 0.12290 0.11574 -0.0221 1.0000 0.2248 -9.500 -0.2107 0.11588 0.10871 -0.0207 1.0000 0.2305 -9.250 -0.2073 0.11401 0.10691 -0.0205 1.0000 0.2382 -9.000 -0.2379 0.11689 0.10998 -0.0216 1.0000 0.2424 -8.750 -0.1999 0.10889 0.10198 -0.0201 1.0000 0.2481 -8.500 -0.1945 0.10669 0.09987 -0.0195 1.0000 0.2553 -8.250 -0.2237 0.10888 0.10227 -0.0194 1.0000 0.2608 -8.000 -0.2004 0.10304 0.09647 -0.0185 1.0000 0.2648 -7.750 -0.1898 0.10022 0.09374 -0.0172 1.0000 0.2724 -7.500 -0.2143 0.10132 0.09506 -0.0155 1.0000 0.2790 -7.250 -0.2593 0.10415 0.09818 -0.0112 1.0000 0.2803 -7.000 -0.2087 0.09614 0.09013 -0.0109 1.0000 0.2896 -6.750 -0.2321 0.09662 0.09079 -0.0066 1.0000 0.2947 -6.500 -0.2692 0.09828 0.09265 -0.0016 1.0000 0.2974 -6.250 -0.3122 0.10032 0.09488 0.0032 1.0000 0.2987 -6.000 -0.3555 0.10255 0.09728 0.0047 1.0000 0.2999 -5.750 -0.3183 0.09611 0.09087 0.0086 1.0000 0.3073 -5.500 -0.3298 0.09562 0.09048 0.0094 0.9975 0.3146 -4.750 -0.2269 0.08395 0.07873 -0.0133 0.9513 0.3627 -4.500 -0.1964 0.08058 0.07533 -0.0187 0.9354 0.3821 -4.250 -0.1673 0.07724 0.07196 -0.0222 0.9196 0.4023 -4.000 -0.1398 0.07403 0.06873 -0.0243 0.9042 0.4233 -3.750 -0.0905 0.06044 0.05428 -0.0644 0.8864 0.2801 -3.500 -0.0598 0.05799 0.05184 -0.0655 0.8725 0.2846 -3.250 0.0052 0.05182 0.04520 -0.0789 0.8619 0.2752 -3.000 0.0387 0.04865 0.04173 -0.0839 0.8464 0.2752 -2.750 0.0808 0.04545 0.03815 -0.0896 0.8331 0.2752 -2.500 0.1428 0.04172 0.03383 -0.0976 0.8229 0.2814 -2.250 0.1658 0.04116 0.03325 -0.0972 0.8074 0.2855 -2.000 0.2016 0.03995 0.03182 -0.0989 0.7943 0.2922 -1.750 0.2485 0.03837 0.02997 -0.1017 0.7830 0.3045 -1.500 0.2690 0.03824 0.02974 -0.1008 0.7678 0.3147 -1.250 0.3032 0.03756 0.02897 -0.1013 0.7555 0.3292 -1.000 0.3391 0.03691 0.02823 -0.1016 0.7432 0.3523 -0.750 0.3583 0.03711 0.02834 -0.1003 0.7285 0.3799 -0.500 0.3939 0.03656 0.02786 -0.0996 0.7179 0.4219 -0.250 0.4130 0.03677 0.02809 -0.0976 0.7039 0.4592 0.000 0.4286 0.03718 0.02857 -0.0953 0.6901 0.4910 0.250 0.4682 0.03627 0.02759 -0.0945 0.6806 0.5380 0.500 0.4781 0.03709 0.02844 -0.0922 0.6653 0.5708 0.750 0.4979 0.03722 0.02863 -0.0902 0.6530 0.6101 1.000 0.5315 0.03639 0.02780 -0.0891 0.6423 0.6539 1.250 0.5467 0.03713 0.02855 -0.0879 0.6279 0.6827 1.500 0.5805 0.03657 0.02804 -0.0875 0.6173 0.7218 1.750 0.6067 0.03634 0.02805 -0.0867 0.6050 0.7689 2.000 0.6431 0.03666 0.02875 -0.0889 0.5902 1.0000 2.250 0.6869 0.03682 0.02854 -0.0910 0.5794 1.0000 2.500 0.7154 0.03771 0.02918 -0.0916 0.5667 1.0000 2.750 0.7299 0.03960 0.03093 -0.0911 0.5534 1.0000 3.000 0.7778 0.03881 0.02978 -0.0916 0.5450 1.0000 3.250 0.7761 0.04184 0.03284 -0.0901 0.5309 1.0000 3.500 0.8064 0.04236 0.03315 -0.0896 0.5215 1.0000 3.750 0.8154 0.04454 0.03529 -0.0884 0.5098 1.0000 4.000 0.8190 0.04736 0.03808 -0.0871 0.4994 1.0000 4.250 0.8404 0.04852 0.03914 -0.0862 0.4898 1.0000 4.500 0.8141 0.05403 0.04472 -0.0846 0.4790 1.0000 4.750 0.8318 0.05565 0.04626 -0.0837 0.4705 1.0000 5.000 0.7897 0.06282 0.05346 -0.0827 0.4624 1.0000 5.250 0.7365 0.07133 0.06202 -0.0836 0.4559 1.0000 5.500 0.8802 0.06115 0.05159 -0.0809 0.4475 1.0000 5.750 0.6002 0.09413 0.08516 -0.0934 0.5345 1.0000 6.000 0.6212 0.09578 0.08672 -0.0924 0.5138 1.0000 6.250 0.6478 0.09703 0.08785 -0.0912 0.4916 1.0000 6.500 0.6723 0.09989 0.09064 -0.0912 0.4840 1.0000 6.750 0.7131 0.09798 0.08858 -0.0875 0.4450 1.0000 7.000 0.7306 0.10203 0.09262 -0.0884 0.4475 1.0000 7.250 0.6248 0.11424 0.10510 -0.0962 0.5312 1.0000 7.500 0.6623 0.11912 0.10991 -0.0974 0.5242 1.0000