XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 503 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 0.6144 0.01319 0.00504 -0.1105 0.5914 0.2120 0.500 0.6643 0.01335 0.00515 -0.1095 0.5810 0.2463 1.000 0.7027 0.01335 0.00528 -0.1060 0.5706 0.2763 1.500 0.7510 0.01344 0.00548 -0.1048 0.5606 0.3474 2.000 0.7846 0.01332 0.00562 -0.1005 0.5515 0.4150 3.000 1.0829 0.01376 0.00709 -0.1411 0.5269 1.0000 3.500 1.1147 0.01403 0.00727 -0.1366 0.5176 1.0000 4.500 1.1301 0.01434 0.00743 -0.1176 0.4843 1.0000 5.000 1.1321 0.01453 0.00752 -0.1070 0.4665 1.0000 5.500 1.1273 0.01491 0.00780 -0.0955 0.4380 1.0000 6.000 1.1461 0.01550 0.00830 -0.0891 0.4212 1.0000 6.500 1.1481 0.01659 0.00920 -0.0802 0.3810 1.0000 7.000 1.1638 0.01775 0.01024 -0.0742 0.3539 1.0000 7.500 1.1594 0.01998 0.01216 -0.0659 0.3032 1.0000 8.000 1.1621 0.02238 0.01436 -0.0595 0.2638 1.0000 8.500 1.1581 0.02558 0.01733 -0.0533 0.2171 1.0000 9.000 1.1364 0.03052 0.02193 -0.0466 0.1575 1.0000 9.500 1.1058 0.03686 0.02793 -0.0407 0.0848 1.0000 10.000 1.0778 0.04375 0.03462 -0.0362 0.0057 1.0000 10.500 1.0936 0.04709 0.03808 -0.0346 0.0051 1.0000 11.000 1.1078 0.05068 0.04180 -0.0331 0.0050 1.0000 11.500 1.1205 0.05457 0.04585 -0.0319 0.0052 1.0000 12.000 1.1310 0.05883 0.05027 -0.0307 0.0054 1.0000 12.500 1.1392 0.06345 0.05507 -0.0298 0.0054 1.0000 13.000 1.1442 0.06857 0.06040 -0.0290 0.0057 1.0000 13.500 1.1485 0.07392 0.06595 -0.0285 0.0058 1.0000 14.000 1.1542 0.07919 0.07142 -0.0282 0.0065 1.0000 14.500 1.1534 0.08543 0.07787 -0.0281 0.0067 1.0000 15.000 1.1463 0.09269 0.08537 -0.0284 0.0072 1.0000 15.500 1.1348 0.10073 0.09363 -0.0291 0.0074 1.0000 16.000 1.1342 0.10742 0.10052 -0.0299 0.0080 1.0000 16.500 1.1237 0.11569 0.10901 -0.0313 0.0086 1.0000 17.000 1.1107 0.12445 0.11796 -0.0331 0.0090 1.0000 17.500 1.0982 0.13314 0.12676 -0.0352 0.0093 1.0000 18.000 1.1067 0.13868 0.13248 -0.0365 0.0105 1.0000 18.500 1.1145 0.14348 0.13725 -0.0372 0.0116 1.0000 19.000 1.1492 0.14342 0.13717 -0.0356 0.0142 1.0000 19.500 0.8867 0.14398 0.13907 -0.0337 0.0110 1.0000 20.000 0.9410 0.13959 0.13460 -0.0305 0.0145 1.0000