XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 502 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 0.7020 0.01231 0.00512 -0.1614 0.6480 0.3157 0.500 0.7539 0.01238 0.00514 -0.1603 0.6330 0.3379 1.000 0.8037 0.01242 0.00516 -0.1587 0.6174 0.3618 1.500 0.8525 0.01252 0.00530 -0.1570 0.6028 0.3862 2.000 0.9036 0.01267 0.00540 -0.1558 0.5889 0.4135 2.500 0.9510 0.01279 0.00561 -0.1538 0.5753 0.4438 3.000 1.0012 0.01301 0.00585 -0.1525 0.5631 0.4818 3.500 1.0481 0.01311 0.00611 -0.1506 0.5506 0.5334 4.000 1.0938 0.01309 0.00657 -0.1485 0.5397 0.6811 5.000 1.1953 0.01348 0.00725 -0.1462 0.5135 1.0000 5.500 1.2414 0.01395 0.00762 -0.1442 0.5021 1.0000 6.000 1.2820 0.01444 0.00809 -0.1412 0.4900 1.0000 6.500 1.3206 0.01489 0.00850 -0.1378 0.4789 1.0000 7.000 1.3569 0.01542 0.00904 -0.1340 0.4671 1.0000 7.500 1.3898 0.01591 0.00953 -0.1297 0.4553 1.0000 8.000 1.4253 0.01652 0.01017 -0.1261 0.4443 1.0000 8.500 1.4551 0.01711 0.01079 -0.1215 0.4323 1.0000 9.000 1.4811 0.01784 0.01157 -0.1165 0.4188 1.0000 9.500 1.5043 0.01870 0.01240 -0.1113 0.4034 1.0000 10.000 1.5199 0.01982 0.01353 -0.1053 0.3850 1.0000 10.500 1.5345 0.02123 0.01497 -0.0997 0.3651 1.0000 11.000 1.5451 0.02308 0.01680 -0.0940 0.3421 1.0000 11.500 1.5525 0.02539 0.01911 -0.0886 0.3143 1.0000 12.000 1.5504 0.02864 0.02226 -0.0830 0.2838 1.0000 12.500 1.5413 0.03291 0.02640 -0.0778 0.2465 1.0000 13.000 1.5288 0.03803 0.03139 -0.0734 0.2121 1.0000 13.500 1.5215 0.04321 0.03652 -0.0701 0.1889 1.0000 14.000 1.5156 0.04859 0.04189 -0.0676 0.1718 1.0000 14.500 1.5145 0.05381 0.04715 -0.0657 0.1604 1.0000 15.500 1.5155 0.06470 0.05819 -0.0634 0.1395 1.0000 16.000 1.5168 0.07039 0.06399 -0.0629 0.1294 1.0000 16.500 1.5152 0.07665 0.07033 -0.0628 0.1181 1.0000 17.000 1.5115 0.08341 0.07716 -0.0631 0.1056 1.0000 17.500 1.5014 0.09120 0.08496 -0.0641 0.0912 1.0000 18.000 1.4936 0.09889 0.09269 -0.0654 0.0787 1.0000 18.500 1.4856 0.10671 0.10058 -0.0670 0.0705 1.0000 19.000 1.4785 0.11452 0.10846 -0.0690 0.0654 1.0000 19.500 1.4732 0.12214 0.11616 -0.0713 0.0606 1.0000 20.000 1.4722 0.12908 0.12322 -0.0736 0.0573 1.0000 20.500 1.4704 0.13611 0.13033 -0.0762 0.0543 1.0000 21.000 1.4714 0.14268 0.13703 -0.0788 0.0517 1.0000 21.500 1.4732 0.14909 0.14356 -0.0816 0.0493 1.0000 22.000 1.4751 0.15531 0.14982 -0.0845 0.0472 1.0000 22.500 1.4774 0.16162 0.15632 -0.0877 0.0449 1.0000 23.000 1.4792 0.16789 0.16268 -0.0911 0.0430 1.0000 23.500 1.4827 0.17371 0.16860 -0.0944 0.0415 1.0000 24.000 1.4852 0.17980 0.17487 -0.0980 0.0400 1.0000 24.500 1.4869 0.18596 0.18117 -0.1019 0.0385 1.0000 25.000 1.4884 0.19201 0.18725 -0.1058 0.0370 1.0000 25.500 1.4863 0.19891 0.19438 -0.1105 0.0356 1.0000 26.000 1.4850 0.20552 0.20116 -0.1152 0.0343 1.0000 26.500 1.4831 0.21216 0.20790 -0.1201 0.0329 1.0000 27.000 1.4793 0.21918 0.21509 -0.1254 0.0316 1.0000 27.500 1.4742 0.22646 0.22257 -0.1310 0.0305 1.0000 28.000 1.4664 0.23436 0.23062 -0.1372 0.0290 1.0000 28.500 1.4612 0.24163 0.23800 -0.1430 0.0278 1.0000 29.000 1.4457 0.25140 0.24803 -0.1507 0.0266 1.0000 29.500 1.4242 0.26279 0.25966 -0.1594 0.0258 1.0000 30.000 1.3272 0.29846 0.29565 -0.1828 0.0208 1.0000 31.500 1.3361 0.31812 0.31538 -0.1993 0.0098 1.0000 32.000 1.3420 0.32332 0.32057 -0.2043 0.0088 1.0000 32.500 1.3483 0.32817 0.32542 -0.2091 0.0080 1.0000 33.000 1.3588 0.33077 0.32800 -0.2129 0.0076 1.0000