XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 14 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.6742 0.02367 0.01705 -0.1027 0.4868 0.0586 2.000 0.8448 0.01962 0.01194 -0.1016 0.4403 0.0714 2.500 0.8998 0.01844 0.01059 -0.1013 0.4265 0.0778 3.000 0.9547 0.01782 0.00968 -0.1006 0.4132 0.0885 5.000 1.1669 0.01633 0.00775 -0.0976 0.3608 0.1219 5.500 1.2176 0.01659 0.00793 -0.0967 0.3487 0.1217 6.000 1.2684 0.01675 0.00814 -0.0959 0.3364 0.1225 6.500 1.3182 0.01721 0.00859 -0.0950 0.3257 0.1250 7.000 1.3658 0.01755 0.00888 -0.0939 0.3107 0.1296 7.500 1.4126 0.01790 0.00923 -0.0927 0.2944 0.1344 8.500 1.4990 0.01806 0.01051 -0.0893 0.2633 1.0000 9.000 1.5389 0.01895 0.01132 -0.0873 0.2501 1.0000 10.000 1.6095 0.02090 0.01325 -0.0820 0.2212 1.0000 10.500 1.6363 0.02236 0.01465 -0.0787 0.2025 1.0000 11.000 1.6613 0.02409 0.01638 -0.0757 0.1854 1.0000 11.500 1.6805 0.02640 0.01865 -0.0726 0.1611 1.0000 12.000 1.6818 0.03039 0.02246 -0.0691 0.1300 1.0000 12.500 1.6841 0.03471 0.02680 -0.0664 0.1138 1.0000 13.000 1.6846 0.03954 0.03170 -0.0644 0.1026 1.0000 13.500 1.6789 0.04535 0.03761 -0.0630 0.0905 1.0000 14.000 1.6636 0.05267 0.04501 -0.0624 0.0724 1.0000 14.500 1.6171 0.06473 0.05706 -0.0634 0.0487 1.0000 15.000 1.5690 0.07793 0.07038 -0.0657 0.0310 1.0000 15.500 1.5271 0.09081 0.08341 -0.0684 0.0175 1.0000 16.000 1.4899 0.10348 0.09626 -0.0717 0.0070 1.0000 16.500 1.4695 0.11386 0.10684 -0.0746 0.0057 1.0000 17.000 1.4547 0.12350 0.11669 -0.0776 0.0053 1.0000 17.500 1.4425 0.13292 0.12633 -0.0809 0.0051 1.0000 18.000 1.4325 0.14214 0.13575 -0.0846 0.0049 1.0000 18.500 1.4238 0.15123 0.14503 -0.0885 0.0048 1.0000 19.000 1.4173 0.16014 0.15415 -0.0928 0.0047 1.0000 19.500 1.4118 0.16901 0.16321 -0.0974 0.0047 1.0000 20.000 1.4071 0.17785 0.17223 -0.1024 0.0047 1.0000 20.500 1.4026 0.18678 0.18137 -0.1077 0.0046 1.0000 21.000 1.3989 0.19571 0.19048 -0.1133 0.0046 1.0000 21.500 1.3956 0.20476 0.19971 -0.1192 0.0046 1.0000 22.000 1.3924 0.21397 0.20911 -0.1255 0.0046 1.0000 22.500 1.3894 0.22334 0.21866 -0.1321 0.0046 1.0000 23.000 1.3873 0.23262 0.22810 -0.1388 0.0047 1.0000 23.500 1.3865 0.24168 0.23732 -0.1456 0.0047 1.0000 24.000 1.3882 0.25011 0.24588 -0.1521 0.0047 1.0000 24.500 1.3928 0.25767 0.25354 -0.1581 0.0047 1.0000 25.000 1.4010 0.26392 0.25986 -0.1634 0.0047 1.0000 25.500 1.4128 0.26884 0.26481 -0.1680 0.0047 1.0000 26.000 1.4271 0.27263 0.26862 -0.1719 0.0048 1.0000 26.500 1.4432 0.27562 0.27162 -0.1754 0.0048 1.0000 27.000 1.4610 0.27770 0.27370 -0.1783 0.0048 1.0000 27.500 1.4764 0.28065 0.27670 -0.1818 0.0048 1.0000 28.000 1.4888 0.28466 0.28080 -0.1862 0.0049 1.0000 28.500 1.5008 0.28859 0.28484 -0.1906 0.0049 1.0000 29.000 1.5100 0.29363 0.29002 -0.1959 0.0050 1.0000 29.500 1.5183 0.29876 0.29532 -0.2014 0.0051 1.0000 30.000 1.5244 0.30474 0.30151 -0.2075 0.0053 1.0000 30.500 1.5256 0.31263 0.30963 -0.2150 0.0054 1.0000 31.000 1.5192 0.32422 0.32152 -0.2250 0.0057 1.0000 31.500 1.5008 0.34349 0.34111 -0.2395 0.0061 1.0000 33.000 1.5075 0.40548 0.40311 -0.2761 0.0153 1.0000 33.500 1.5165 0.40927 0.40694 -0.2813 0.0147 1.0000 34.000 1.5252 0.41206 0.40978 -0.2860 0.0143 1.0000 34.500 1.5338 0.41532 0.41309 -0.2901 0.0141 1.0000 35.000 1.5428 0.42302 0.42078 -0.2995 0.0132 1.0000 35.500 1.5506 0.42657 0.42438 -0.3052 0.0126 1.0000 36.000 1.5579 0.42949 0.42735 -0.3108 0.0122 1.0000 36.500 1.5643 0.43159 0.42950 -0.3156 0.0119 1.0000 37.500 1.5781 0.44000 0.43798 -0.3285 0.0116 1.0000 39.500 0.8675 0.47007 0.46866 -0.1795 0.0095 1.0000 40.000 0.8648 0.47704 0.47567 -0.1816 0.0085 1.0000 41.000 0.8588 0.49017 0.48887 -0.1858 0.0072 1.0000 41.500 0.8556 0.49536 0.49410 -0.1879 0.0065 1.0000 42.000 0.8521 0.49955 0.49833 -0.1899 0.0062 1.0000 42.500 0.8485 0.50910 0.50790 -0.1919 0.0054 1.0000 43.500 0.8404 0.52044 0.51932 -0.1960 0.0047 1.0000 44.000 0.8363 0.52695 0.52586 -0.1979 0.0040 1.0000 44.500 0.8318 0.53119 0.53014 -0.1999 0.0037 1.0000 45.000 0.8268 0.53522 0.53420 -0.2019 0.0035 1.0000 45.500 0.8226 0.54405 0.54305 -0.2036 0.0031 1.0000 46.000 0.8176 0.54879 0.54783 -0.2056 0.0027 1.0000 46.500 0.8119 0.55191 0.55099 -0.2076 0.0025 1.0000 47.000 0.8064 0.55691 0.55601 -0.2094 0.0024 1.0000 47.500 0.8015 0.56415 0.56327 -0.2110 0.0023 1.0000 48.000 0.7959 0.56894 0.56810 -0.2128 0.0020 1.0000 48.500 0.7899 0.57291 0.57210 -0.2146 0.0017 1.0000 49.000 0.7834 0.57567 0.57490 -0.2165 0.0016 1.0000 50.000 0.7705 0.58386 0.58315 -0.2199 0.0015 1.0000 50.500 0.7646 0.58890 0.58821 -0.2215 0.0014 1.0000 51.000 0.7580 0.59263 0.59197 -0.2231 0.0011 1.0000 51.500 0.7510 0.59551 0.59488 -0.2247 0.0010 1.0000 52.000 0.7437 0.59776 0.59717 -0.2264 0.0008 1.0000 52.500 0.7359 0.59921 0.59865 -0.2282 0.0007 1.0000 53.500 0.7212 0.60505 0.60453 -0.2312 0.0006 1.0000 54.000 0.7137 0.60739 0.60691 -0.2327 0.0005 1.0000 54.500 0.7056 0.60846 0.60800 -0.2343 0.0004 1.0000 55.500 0.6895 0.61164 0.61123 -0.2371 0.0003 1.0000 56.000 0.6813 0.61304 0.61267 -0.2385 0.0002 1.0000 56.500 0.6728 0.61353 0.61318 -0.2400 0.0001 1.0000 57.000 0.6639 0.61320 0.61289 -0.2415 0.0000 1.0000 58.500 0.6373 0.61355 0.61330 -0.2454 0.0000 1.0000 59.000 0.6283 0.61316 0.61294 -0.2467 0.0000 1.0000 59.500 0.6191 0.61245 0.61226 -0.2480 0.0000 1.0000 60.000 0.6098 0.61149 0.61132 -0.2492 0.0000 1.0000