XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 498 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6652 0.01169 0.00469 -0.1427 0.6382 0.4094 0.500 0.7187 0.01175 0.00472 -0.1418 0.6224 0.4381 1.000 0.7682 0.01173 0.00483 -0.1401 0.6066 0.4682 1.500 0.8188 0.01183 0.00498 -0.1387 0.5907 0.5055 2.000 0.8692 0.01198 0.00514 -0.1372 0.5745 0.5505 2.500 0.9161 0.01206 0.00536 -0.1351 0.5578 0.5996 3.000 0.9630 0.01217 0.00560 -0.1329 0.5416 0.6539 3.500 1.0074 0.01223 0.00584 -0.1303 0.5251 0.7350 4.500 1.1035 0.01250 0.00640 -0.1267 0.4887 1.0000 5.000 1.1454 0.01296 0.00675 -0.1239 0.4708 1.0000 5.500 1.1833 0.01347 0.00713 -0.1204 0.4531 1.0000 6.000 1.2189 0.01393 0.00759 -0.1165 0.4363 1.0000 6.500 1.2531 0.01450 0.00812 -0.1124 0.4189 1.0000 7.000 1.2874 0.01517 0.00874 -0.1086 0.4032 1.0000 8.000 1.3476 0.01674 0.01024 -0.0999 0.3686 1.0000 8.500 1.3713 0.01777 0.01121 -0.0949 0.3472 1.0000 9.000 1.3881 0.01915 0.01249 -0.0894 0.3216 1.0000 9.500 1.4030 0.02079 0.01406 -0.0840 0.2912 1.0000 10.000 1.4175 0.02271 0.01590 -0.0791 0.2624 1.0000 10.500 1.4290 0.02503 0.01813 -0.0744 0.2331 1.0000 11.000 1.4357 0.02793 0.02091 -0.0699 0.2068 1.0000 11.500 1.4392 0.03137 0.02427 -0.0659 0.1867 1.0000 12.000 1.4429 0.03514 0.02799 -0.0625 0.1722 1.0000 12.500 1.4500 0.03892 0.03180 -0.0599 0.1599 1.0000 13.000 1.4628 0.04246 0.03543 -0.0579 0.1499 1.0000 13.500 1.4701 0.04667 0.03970 -0.0562 0.1396 1.0000 14.500 1.4845 0.05587 0.04902 -0.0541 0.1020 1.0000 15.000 1.4671 0.06366 0.05668 -0.0538 0.0797 1.0000 15.500 1.4554 0.07123 0.06432 -0.0540 0.0706 1.0000 16.000 1.4475 0.07870 0.07191 -0.0548 0.0637 1.0000 16.500 1.4394 0.08649 0.07981 -0.0561 0.0570 1.0000 17.000 1.4337 0.09422 0.08769 -0.0578 0.0522 1.0000 17.500 1.4270 0.10233 0.09593 -0.0601 0.0480 1.0000 18.000 1.4214 0.11042 0.10416 -0.0626 0.0451 1.0000 18.500 1.4156 0.11864 0.11253 -0.0656 0.0430 1.0000 19.000 1.4131 0.12640 0.12043 -0.0686 0.0404 1.0000 19.500 1.4071 0.13473 0.12887 -0.0722 0.0387 1.0000 20.000 1.4071 0.14200 0.13630 -0.0755 0.0374 1.0000 20.500 1.4065 0.14938 0.14384 -0.0791 0.0357 1.0000 21.000 1.4040 0.15705 0.15161 -0.0832 0.0342 1.0000 21.500 1.4042 0.16418 0.15886 -0.0871 0.0327 1.0000 22.000 1.4045 0.17127 0.16611 -0.0913 0.0308 1.0000 22.500 1.4024 0.17876 0.17370 -0.0958 0.0296 1.0000 23.000 1.4025 0.18578 0.18083 -0.1003 0.0286 1.0000 23.500 1.4037 0.19259 0.18780 -0.1047 0.0272 1.0000 24.000 1.4040 0.19950 0.19484 -0.1094 0.0262 1.0000 24.500 1.4036 0.20647 0.20191 -0.1143 0.0254 1.0000 25.000 1.4040 0.21322 0.20878 -0.1192 0.0246 1.0000 25.500 1.4035 0.22013 0.21587 -0.1243 0.0235 1.0000 26.000 1.4016 0.22725 0.22313 -0.1296 0.0225 1.0000 26.500 1.3982 0.23471 0.23069 -0.1353 0.0214 1.0000 27.000 1.3938 0.24238 0.23853 -0.1412 0.0206 1.0000 27.500 1.3868 0.25067 0.24702 -0.1476 0.0198 1.0000 28.000 1.3751 0.26024 0.25679 -0.1548 0.0196 1.0000