XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 596 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4128 0.01010 0.00256 -0.0784 0.6161 0.0489 0.500 0.4657 0.00990 0.00230 -0.0776 0.6001 0.0533 1.000 0.5044 0.00796 0.00221 -0.0747 0.5863 0.6971 1.500 0.6101 0.00763 0.00233 -0.0850 0.5707 1.0000 2.000 0.6599 0.00783 0.00243 -0.0836 0.5554 1.0000 2.500 0.7088 0.00804 0.00253 -0.0820 0.5342 1.0000 3.000 0.7579 0.00826 0.00267 -0.0805 0.5139 1.0000 3.500 0.8074 0.00850 0.00284 -0.0790 0.4954 1.0000 4.000 0.8563 0.00873 0.00303 -0.0775 0.4682 1.0000 4.500 0.9047 0.00903 0.00325 -0.0759 0.4365 1.0000 5.000 0.9450 0.00985 0.00359 -0.0731 0.3481 1.0000 5.500 0.9868 0.01078 0.00417 -0.0707 0.2813 1.0000 6.000 0.9991 0.01419 0.00612 -0.0643 0.0393 1.0000 6.500 1.0421 0.01501 0.00685 -0.0622 0.0266 1.0000 7.000 1.0870 0.01563 0.00749 -0.0604 0.0220 1.0000 7.500 1.1250 0.01672 0.00845 -0.0576 0.0034 1.0000 8.000 1.1651 0.01757 0.00941 -0.0551 0.0029 1.0000 8.500 1.2015 0.01856 0.01050 -0.0521 0.0028 1.0000 9.000 1.2309 0.01965 0.01171 -0.0479 0.0028 1.0000 9.500 1.2564 0.02097 0.01318 -0.0433 0.0027 1.0000 10.000 1.2794 0.02252 0.01492 -0.0389 0.0028 1.0000 10.500 1.3002 0.02432 0.01691 -0.0348 0.0028 1.0000 11.000 1.3160 0.02668 0.01956 -0.0308 0.0028 1.0000 11.500 1.3288 0.02953 0.02264 -0.0274 0.0029 1.0000 12.000 1.3357 0.03321 0.02659 -0.0244 0.0029 1.0000 12.500 1.3359 0.03797 0.03162 -0.0222 0.0030 1.0000 13.000 1.3323 0.04366 0.03758 -0.0212 0.0030 1.0000 13.500 1.3167 0.05129 0.04553 -0.0210 0.0031 1.0000 14.000 1.3117 0.05806 0.05253 -0.0217 0.0032 1.0000 14.500 1.3048 0.06545 0.06016 -0.0229 0.0032 1.0000 15.000 1.2970 0.07338 0.06836 -0.0247 0.0033 1.0000 15.500 1.2873 0.08200 0.07723 -0.0272 0.0034 1.0000 16.000 1.2764 0.09128 0.08675 -0.0303 0.0035 1.0000 16.500 1.2653 0.10107 0.09679 -0.0341 0.0036 1.0000 17.000 1.2513 0.11177 0.10776 -0.0388 0.0036 1.0000 17.500 1.2370 0.12295 0.11918 -0.0441 0.0037 1.0000 18.000 1.2215 0.13483 0.13133 -0.0503 0.0038 1.0000 18.500 1.2042 0.14758 0.14438 -0.0574 0.0040 1.0000 19.000 1.1861 0.16114 0.15817 -0.0656 0.0040 1.0000 19.500 1.1644 0.17647 0.17376 -0.0752 0.0041 1.0000 20.000 1.1378 0.19444 0.19195 -0.0864 0.0040 1.0000 20.500 1.0636 0.23638 0.23398 -0.1078 0.0048 1.0000 21.000 1.0661 0.24936 0.24691 -0.1144 0.0060 1.0000 21.500 0.8342 0.25494 0.25306 -0.1073 0.0074 1.0000