XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 593 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.3761 0.09629 0.09172 -0.0311 1.0000 0.1241 -8.000 -0.4037 0.09520 0.09075 -0.0294 1.0000 0.1255 -7.750 -0.4388 0.09443 0.09013 -0.0271 1.0000 0.1262 -7.500 -0.4747 0.09261 0.08838 -0.0287 1.0000 0.1269 -7.250 -0.5057 0.09040 0.08609 -0.0308 1.0000 0.1274 -7.000 -0.4686 0.08655 0.08244 -0.0214 1.0000 0.1311 -6.750 -0.4724 0.08456 0.08049 -0.0190 1.0000 0.1340 -6.500 -0.4824 0.08217 0.07812 -0.0183 1.0000 0.1371 -6.250 -0.5155 0.07830 0.07398 -0.0262 1.0000 0.1437 -6.000 -0.4929 0.07420 0.07005 -0.0241 0.9971 0.1459 -5.750 -0.4672 0.06971 0.06512 -0.0343 0.9876 0.1599 -5.500 -0.4412 0.06561 0.06122 -0.0337 0.9839 0.1629 -5.250 -0.4189 0.06184 0.05723 -0.0383 0.9754 0.1777 -5.000 -0.3927 0.05914 0.05457 -0.0390 0.9697 0.1851 -4.750 -0.3627 0.04126 0.03432 -0.0481 0.9629 0.0972 -4.500 -0.3319 0.03821 0.03078 -0.0496 0.9573 0.0973 -4.250 -0.3046 0.03549 0.02765 -0.0501 0.9504 0.0970 -4.000 -0.2680 0.03305 0.02472 -0.0522 0.9459 0.0987 -3.750 -0.2436 0.03179 0.02344 -0.0521 0.9377 0.1022 -3.500 -0.2050 0.03041 0.02175 -0.0541 0.9325 0.1053 -3.250 -0.1778 0.02942 0.02044 -0.0539 0.9246 0.1092 -3.000 -0.1405 0.02830 0.01915 -0.0557 0.9188 0.1157 -2.750 -0.1098 0.02759 0.01835 -0.0562 0.9115 0.1227 -2.500 -0.0752 0.02673 0.01746 -0.0574 0.9045 0.1332 -2.250 -0.0364 0.02594 0.01672 -0.0593 0.8990 0.1518 -2.000 -0.0108 0.02525 0.01612 -0.0588 0.8898 0.1778 -1.750 0.0320 0.02433 0.01554 -0.0614 0.8852 0.2325 -1.500 0.0511 0.02397 0.01541 -0.0599 0.8743 0.2796 -1.250 0.1871 0.02122 0.01505 -0.0795 0.8787 1.0000 -1.000 0.2323 0.02103 0.01456 -0.0824 0.8715 1.0000 -0.750 0.2610 0.02103 0.01437 -0.0824 0.8610 1.0000 -0.500 0.3131 0.02062 0.01375 -0.0864 0.8554 1.0000 -0.250 0.3404 0.02061 0.01360 -0.0861 0.8449 1.0000 0.000 0.3954 0.02008 0.01292 -0.0906 0.8396 1.0000 0.250 0.4226 0.02003 0.01277 -0.0901 0.8290 1.0000 0.500 0.4734 0.01942 0.01205 -0.0936 0.8230 1.0000 0.750 0.4982 0.01936 0.01192 -0.0926 0.8113 1.0000 1.000 0.5510 0.01865 0.01112 -0.0964 0.8056 1.0000 1.250 0.5731 0.01861 0.01102 -0.0948 0.7927 1.0000 1.500 0.6012 0.01844 0.01080 -0.0943 0.7809 1.0000 1.750 0.6421 0.01797 0.01025 -0.0959 0.7716 1.0000 2.000 0.6730 0.01773 0.00996 -0.0957 0.7594 1.0000 2.250 0.6986 0.01763 0.00981 -0.0947 0.7454 1.0000 2.500 0.7257 0.01751 0.00964 -0.0939 0.7312 1.0000 2.750 0.7532 0.01740 0.00949 -0.0932 0.7165 1.0000 3.000 0.7803 0.01731 0.00934 -0.0924 0.7008 1.0000 3.250 0.8066 0.01727 0.00924 -0.0915 0.6842 1.0000 3.500 0.8324 0.01726 0.00916 -0.0905 0.6666 1.0000 3.750 0.8584 0.01727 0.00908 -0.0896 0.6483 1.0000 4.000 0.8822 0.01736 0.00909 -0.0883 0.6289 1.0000 4.250 0.9013 0.01756 0.00924 -0.0863 0.6079 1.0000 4.500 0.9233 0.01776 0.00936 -0.0847 0.5876 1.0000 4.750 0.9466 0.01797 0.00945 -0.0835 0.5680 1.0000 5.000 0.9666 0.01828 0.00968 -0.0817 0.5483 1.0000 5.250 0.9861 0.01864 0.00999 -0.0800 0.5291 1.0000 5.500 1.0072 0.01903 0.01031 -0.0785 0.5117 1.0000 5.750 1.0287 0.01947 0.01069 -0.0772 0.4960 1.0000 6.000 1.0505 0.01996 0.01112 -0.0760 0.4813 1.0000 6.250 1.0730 0.02047 0.01159 -0.0750 0.4678 1.0000 6.500 1.0980 0.02102 0.01205 -0.0745 0.4558 1.0000 6.750 1.1183 0.02162 0.01271 -0.0731 0.4441 1.0000 7.000 1.1393 0.02227 0.01341 -0.0720 0.4334 1.0000 7.250 1.1639 0.02288 0.01397 -0.0714 0.4230 1.0000 7.500 1.1841 0.02345 0.01456 -0.0701 0.4117 1.0000 7.750 1.2012 0.02402 0.01523 -0.0683 0.4001 1.0000 8.000 1.2203 0.02453 0.01574 -0.0667 0.3881 1.0000 8.250 1.2407 0.02499 0.01614 -0.0654 0.3759 1.0000 8.500 1.2573 0.02544 0.01664 -0.0635 0.3640 1.0000 8.750 1.2715 0.02601 0.01736 -0.0612 0.3534 1.0000 9.000 1.2922 0.02658 0.01793 -0.0601 0.3437 1.0000 9.250 1.3077 0.02709 0.01854 -0.0580 0.3334 1.0000 9.500 1.3203 0.02766 0.01925 -0.0555 0.3231 1.0000 9.750 1.3366 0.02814 0.01976 -0.0537 0.3123 1.0000 10.000 1.3486 0.02855 0.02023 -0.0511 0.3007 1.0000 10.250 1.3528 0.02904 0.02090 -0.0472 0.2889 1.0000 10.500 1.3561 0.02948 0.02144 -0.0432 0.2764 1.0000 10.750 1.3550 0.02991 0.02193 -0.0386 0.2635 1.0000 11.000 1.3504 0.03046 0.02254 -0.0336 0.2492 1.0000 11.250 1.3420 0.03123 0.02339 -0.0285 0.2327 1.0000 11.500 1.3314 0.03231 0.02451 -0.0236 0.2136 1.0000 11.750 1.3209 0.03378 0.02586 -0.0194 0.1941 1.0000 12.000 1.3112 0.03567 0.02776 -0.0159 0.1738 1.0000 12.250 1.3044 0.03770 0.02972 -0.0130 0.1578 1.0000 12.500 1.2997 0.03985 0.03180 -0.0107 0.1451 1.0000 12.750 1.2968 0.04209 0.03398 -0.0087 0.1347 1.0000 13.000 1.2952 0.04436 0.03611 -0.0070 0.1259 1.0000 13.250 1.2946 0.04669 0.03855 -0.0056 0.1177 1.0000 13.500 1.2966 0.04900 0.04083 -0.0043 0.1105 1.0000 13.750 1.2979 0.05133 0.04318 -0.0032 0.1038 1.0000 14.000 1.3023 0.05370 0.04558 -0.0021 0.0976 1.0000 14.250 1.3065 0.05599 0.04789 -0.0011 0.0917 1.0000 14.500 1.3136 0.05845 0.05041 -0.0002 0.0862 1.0000 14.750 1.3141 0.06120 0.05328 0.0006 0.0816 1.0000 15.000 1.3312 0.06338 0.05538 0.0014 0.0761 1.0000 15.250 1.3236 0.06682 0.05912 0.0019 0.0736 1.0000 15.500 1.3197 0.07013 0.06261 0.0023 0.0706 1.0000 15.750 1.3460 0.07239 0.06472 0.0030 0.0660 1.0000 16.000 1.3286 0.07667 0.06933 0.0030 0.0652 1.0000 16.250 1.3114 0.08138 0.07434 0.0025 0.0643 1.0000 16.500 1.2927 0.08656 0.07981 0.0014 0.0636 1.0000 16.750 1.2716 0.09232 0.08583 -0.0004 0.0628 1.0000 17.000 1.2489 0.09871 0.09248 -0.0028 0.0625 1.0000 17.250 1.2218 0.10625 0.10028 -0.0062 0.0626 1.0000 17.500 1.1898 0.11518 0.10947 -0.0110 0.0633 1.0000 17.750 1.1542 0.12557 0.12008 -0.0170 0.0643 1.0000 18.000 1.1154 0.13762 0.13228 -0.0243 0.0655 1.0000