XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 518 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5030 0.01591 0.00672 -0.0570 0.4536 0.0456 1.500 0.5718 0.01633 0.00698 -0.0491 0.4230 0.0602 2.000 0.8648 0.01599 0.00894 -0.0999 0.3991 1.0000 2.500 0.8968 0.01653 0.00925 -0.0958 0.3903 1.0000 3.000 0.9323 0.01701 0.00962 -0.0923 0.3836 1.0000 3.500 0.9649 0.01746 0.01001 -0.0884 0.3775 1.0000 4.000 1.0000 0.01797 0.01041 -0.0850 0.3717 1.0000 4.500 1.0438 0.01862 0.01088 -0.0833 0.3655 1.0000 5.000 1.0851 0.01922 0.01144 -0.0813 0.3611 1.0000 5.500 1.1184 0.01979 0.01203 -0.0778 0.3569 1.0000 6.000 1.1531 0.02041 0.01265 -0.0747 0.3524 1.0000 6.500 1.1914 0.02107 0.01328 -0.0723 0.3484 1.0000 7.000 1.2341 0.02179 0.01394 -0.0708 0.3445 1.0000 7.500 1.2943 0.02277 0.01484 -0.0726 0.3397 1.0000 8.000 1.2818 0.02341 0.01561 -0.0619 0.3307 1.0000 8.500 1.2981 0.02429 0.01640 -0.0567 0.3211 1.0000 9.000 1.2991 0.02569 0.01784 -0.0497 0.3075 1.0000 9.500 1.3222 0.02693 0.01907 -0.0462 0.3009 1.0000 10.000 1.3374 0.02861 0.02077 -0.0422 0.2903 1.0000 10.500 1.3566 0.03031 0.02252 -0.0389 0.2815 1.0000 11.000 1.3689 0.03261 0.02483 -0.0355 0.2675 1.0000 11.500 1.3838 0.03503 0.02725 -0.0326 0.2570 1.0000 12.000 1.4060 0.03713 0.02945 -0.0306 0.2492 1.0000 12.500 1.4051 0.04117 0.03345 -0.0276 0.2240 1.0000 13.000 1.3929 0.04660 0.03879 -0.0246 0.1926 1.0000 13.500 1.3358 0.05700 0.04901 -0.0211 0.1453 1.0000 14.000 1.2992 0.06621 0.05827 -0.0196 0.1229 1.0000 14.500 1.2771 0.07439 0.06659 -0.0193 0.1130 1.0000 15.000 1.2375 0.08516 0.07749 -0.0196 0.0981 1.0000 16.000 1.1518 0.10906 0.10152 -0.0225 0.0588 1.0000 16.500 1.0983 0.12307 0.11544 -0.0252 0.0225 1.0000 17.500 1.0887 0.13746 0.12998 -0.0289 0.0026 1.0000 18.000 1.0955 0.14288 0.13551 -0.0306 0.0025 1.0000 18.500 1.1004 0.14862 0.14139 -0.0325 0.0024 1.0000 19.000 1.1082 0.15387 0.14676 -0.0345 0.0024 1.0000 19.500 1.1144 0.15940 0.15242 -0.0367 0.0023 1.0000 20.000 1.1210 0.16485 0.15801 -0.0391 0.0024 1.0000 20.500 1.1280 0.17020 0.16350 -0.0415 0.0024 1.0000 21.000 1.1323 0.17601 0.16946 -0.0443 0.0024 1.0000 21.500 1.1382 0.18151 0.17511 -0.0471 0.0024 1.0000 22.000 1.1413 0.18754 0.18130 -0.0503 0.0024 1.0000 22.500 1.1450 0.19347 0.18739 -0.0536 0.0025 1.0000 23.000 1.1460 0.19993 0.19402 -0.0573 0.0025 1.0000 23.500 1.1465 0.20650 0.20076 -0.0611 0.0025 1.0000 24.000 1.1447 0.21360 0.20803 -0.0654 0.0026 1.0000 24.500 1.1418 0.22101 0.21560 -0.0699 0.0026 1.0000 25.000 1.1408 0.22799 0.22273 -0.0744 0.0026 1.0000 25.500 1.1377 0.23547 0.23031 -0.0793 0.0027 1.0000 26.000 1.1419 0.24121 0.23609 -0.0834 0.0027 1.0000 26.500 1.1507 0.24587 0.24082 -0.0872 0.0028 1.0000 27.000 1.1605 0.25017 0.24518 -0.0909 0.0028 1.0000 27.500 1.1726 0.25381 0.24887 -0.0943 0.0029 1.0000 28.000 1.1879 0.25647 0.25156 -0.0973 0.0031 1.0000 28.500 1.2060 0.25822 0.25331 -0.1000 0.0033 1.0000 29.000 1.2304 0.25803 0.25306 -0.1018 0.0035 1.0000 29.500 1.2618 0.25590 0.25081 -0.1026 0.0037 1.0000 30.000 1.2674 0.26098 0.25609 -0.1071 0.0039 1.0000 30.500 1.2863 0.26223 0.25748 -0.1097 0.0043 1.0000 31.000 1.3319 0.25594 0.25103 -0.1084 0.0048 1.0000 31.500 1.3248 0.26414 0.25958 -0.1148 0.0051 1.0000 32.000 1.3695 0.25823 0.25364 -0.1136 0.0061 1.0000 32.500 1.3553 0.26792 0.26374 -0.1210 0.0065 1.0000 33.000 1.3719 0.26955 0.26565 -0.1239 0.0079 1.0000