XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 512 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 0.4841 0.01248 0.00461 -0.0760 0.5935 0.3021 0.500 0.5224 0.01262 0.00458 -0.0722 0.5641 0.3174 1.000 0.5579 0.01261 0.00454 -0.0679 0.5360 0.3476 1.500 0.5944 0.01269 0.00450 -0.0638 0.5114 0.3549 2.000 0.6306 0.01279 0.00451 -0.0597 0.4907 0.3645 2.500 0.6676 0.01291 0.00458 -0.0559 0.4731 0.3762 3.000 0.7050 0.01310 0.00475 -0.0522 0.4568 0.3904 4.000 0.9703 0.01406 0.00686 -0.0865 0.4120 0.9900 4.500 1.0582 0.01461 0.00732 -0.0941 0.3915 1.0000 5.000 1.0810 0.01499 0.00766 -0.0876 0.3759 1.0000 5.500 1.0891 0.01527 0.00786 -0.0782 0.3498 1.0000 6.000 1.0916 0.01587 0.00813 -0.0681 0.2979 1.0000 6.500 1.1149 0.01650 0.00868 -0.0623 0.2824 1.0000 7.000 1.1366 0.01728 0.00938 -0.0565 0.2635 1.0000 7.500 1.1459 0.01863 0.01037 -0.0490 0.2216 1.0000 8.000 1.1702 0.01956 0.01125 -0.0441 0.2084 1.0000 8.500 1.1975 0.02044 0.01216 -0.0399 0.2004 1.0000 9.000 1.2168 0.02180 0.01337 -0.0349 0.1705 1.0000 9.500 1.1835 0.02639 0.01721 -0.0242 0.0634 1.0000 10.000 1.1689 0.03054 0.02115 -0.0171 0.0057 1.0000 10.500 1.1884 0.03261 0.02340 -0.0141 0.0046 1.0000 11.000 1.2046 0.03514 0.02605 -0.0112 0.0042 1.0000 11.500 1.2179 0.03812 0.02920 -0.0086 0.0040 1.0000 12.000 1.2289 0.04155 0.03281 -0.0065 0.0040 1.0000 12.500 1.2372 0.04549 0.03696 -0.0048 0.0040 1.0000 13.000 1.2404 0.05028 0.04200 -0.0034 0.0040 1.0000 13.500 1.2405 0.05566 0.04766 -0.0026 0.0040 1.0000 14.000 1.2342 0.06210 0.05438 -0.0024 0.0041 1.0000 14.500 1.2265 0.06901 0.06155 -0.0027 0.0042 1.0000 15.000 1.2152 0.07673 0.06953 -0.0036 0.0042 1.0000 15.500 1.1998 0.08532 0.07838 -0.0051 0.0043 1.0000 16.000 1.1840 0.09418 0.08748 -0.0069 0.0043 1.0000 16.500 1.1642 0.10386 0.09743 -0.0093 0.0044 1.0000 17.000 1.1438 0.11397 0.10779 -0.0122 0.0045 1.0000 17.500 1.1278 0.12356 0.11759 -0.0153 0.0045 1.0000 18.000 1.1109 0.13358 0.12784 -0.0189 0.0046 1.0000 18.500 1.0979 0.14308 0.13754 -0.0227 0.0046 1.0000 19.000 1.0887 0.15205 0.14668 -0.0266 0.0047 1.0000 19.500 1.0835 0.16039 0.15520 -0.0304 0.0050 1.0000 20.000 1.0821 0.16797 0.16290 -0.0341 0.0052 1.0000 20.500 1.0869 0.17425 0.16929 -0.0373 0.0054 1.0000 21.000 1.0971 0.17925 0.17437 -0.0399 0.0057 1.0000 21.500 1.1113 0.18330 0.17851 -0.0421 0.0061 1.0000 22.000 1.1317 0.18567 0.18094 -0.0432 0.0066 1.0000 22.500 1.1617 0.18496 0.18030 -0.0420 0.0073 1.0000 23.000 1.1725 0.19005 0.18552 -0.0453 0.0076 1.0000 23.500 1.1857 0.19487 0.19063 -0.0481 0.0090 1.0000 24.000 1.1912 0.20064 0.19675 -0.0513 0.0105 1.0000 24.500 1.2047 0.20439 0.20069 -0.0531 0.0125 1.0000 25.000 1.1762 0.22037 0.21715 -0.0637 0.0139 1.0000 25.500 1.1501 0.23588 0.23291 -0.0741 0.0138 1.0000