XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 508 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 0.5475 0.01233 0.00523 -0.1019 0.6184 0.3760 1.000 0.7351 0.01149 0.00586 -0.1160 0.5980 0.9752 1.500 0.8420 0.01175 0.00592 -0.1265 0.5880 0.9965 2.000 0.8964 0.01185 0.00593 -0.1266 0.5779 1.0000 2.500 0.9378 0.01208 0.00599 -0.1239 0.5680 1.0000 3.000 0.9738 0.01228 0.00620 -0.1201 0.5590 1.0000 3.500 1.0155 0.01252 0.00630 -0.1174 0.5495 1.0000 4.000 1.0527 0.01282 0.00660 -0.1139 0.5401 1.0000 4.500 1.0905 0.01306 0.00682 -0.1104 0.5302 1.0000 5.000 1.1305 0.01340 0.00709 -0.1074 0.5201 1.0000 5.500 1.1624 0.01366 0.00738 -0.1028 0.5087 1.0000 6.000 1.1830 0.01388 0.00754 -0.0959 0.4883 1.0000 6.500 1.1904 0.01419 0.00777 -0.0865 0.4658 1.0000 7.000 1.1948 0.01480 0.00826 -0.0773 0.4367 1.0000 7.500 1.2014 0.01586 0.00919 -0.0694 0.3994 1.0000 8.000 1.2021 0.01763 0.01074 -0.0617 0.3566 1.0000 8.500 1.2007 0.02010 0.01298 -0.0549 0.3166 1.0000 9.000 1.1949 0.02333 0.01594 -0.0488 0.2776 1.0000 9.500 1.2032 0.02612 0.01862 -0.0447 0.2561 1.0000 10.000 1.2203 0.02854 0.02101 -0.0418 0.2414 1.0000 10.500 1.2366 0.03115 0.02362 -0.0391 0.2288 1.0000 11.000 1.2470 0.03436 0.02675 -0.0364 0.2104 1.0000 11.500 1.2687 0.03684 0.02930 -0.0347 0.2032 1.0000 12.000 1.2786 0.04045 0.03285 -0.0326 0.1830 1.0000 12.500 1.2911 0.04397 0.03636 -0.0310 0.1648 1.0000 13.000 1.2979 0.04816 0.04046 -0.0294 0.1407 1.0000 13.500 1.2912 0.05378 0.04592 -0.0277 0.1121 1.0000 14.000 1.2758 0.06055 0.05249 -0.0262 0.0713 1.0000 14.500 1.2609 0.06760 0.05944 -0.0252 0.0490 1.0000 15.000 1.2539 0.07410 0.06594 -0.0248 0.0299 1.0000 15.500 1.2345 0.08238 0.07423 -0.0249 0.0066 1.0000 16.000 1.2348 0.08851 0.08052 -0.0252 0.0058 1.0000 16.500 1.2371 0.09447 0.08665 -0.0258 0.0057 1.0000 17.000 1.2338 0.10133 0.09370 -0.0268 0.0054 1.0000 17.500 1.2294 0.10850 0.10108 -0.0282 0.0052 1.0000 18.000 1.2243 0.11585 0.10862 -0.0299 0.0052 1.0000 18.500 1.2181 0.12353 0.11650 -0.0320 0.0052 1.0000 19.000 1.2108 0.13152 0.12471 -0.0346 0.0052 1.0000 19.500 1.2031 0.13968 0.13307 -0.0375 0.0051 1.0000 20.000 1.1961 0.14787 0.14145 -0.0409 0.0051 1.0000 20.500 1.1908 0.15589 0.14966 -0.0445 0.0051 1.0000 21.000 1.1871 0.16372 0.15767 -0.0483 0.0051 1.0000 21.500 1.1835 0.17157 0.16569 -0.0524 0.0051 1.0000 22.000 1.1810 0.17932 0.17360 -0.0566 0.0051 1.0000 22.500 1.1781 0.18726 0.18171 -0.0612 0.0051 1.0000 23.000 1.1762 0.19510 0.18971 -0.0660 0.0051 1.0000 23.500 1.1733 0.20331 0.19808 -0.0712 0.0051 1.0000 24.000 1.1715 0.21134 0.20625 -0.0764 0.0052 1.0000 24.500 1.1704 0.21931 0.21434 -0.0818 0.0052 1.0000 25.000 1.1728 0.22641 0.22154 -0.0868 0.0052 1.0000 25.500 1.1791 0.23253 0.22774 -0.0914 0.0053 1.0000 26.000 1.1882 0.23778 0.23303 -0.0956 0.0053 1.0000 26.500 1.2007 0.24199 0.23725 -0.0992 0.0053 1.0000 27.000 1.2140 0.24589 0.24119 -0.1028 0.0054 1.0000 27.500 1.2296 0.24901 0.24432 -0.1060 0.0054 1.0000 28.000 1.2423 0.25294 0.24831 -0.1097 0.0055 1.0000 28.500 1.2582 0.25575 0.25115 -0.1129 0.0055 1.0000 29.000 1.2714 0.25929 0.25477 -0.1166 0.0056 1.0000 29.500 1.2843 0.26272 0.25829 -0.1202 0.0056 1.0000 30.000 1.2970 0.26616 0.26182 -0.1241 0.0057 1.0000 30.500 1.3082 0.26984 0.26561 -0.1281 0.0059 1.0000 31.000 1.3164 0.27432 0.27023 -0.1327 0.0060 1.0000 31.500 1.3215 0.27961 0.27568 -0.1379 0.0061 1.0000 32.000 1.3241 0.28561 0.28185 -0.1436 0.0063 1.0000 32.500 1.3235 0.29253 0.28895 -0.1500 0.0064 1.0000 33.000 1.3223 0.29958 0.29617 -0.1565 0.0066 1.0000 33.500 1.3187 0.30760 0.30436 -0.1636 0.0068 1.0000