XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 522 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 0.5146 0.01385 0.00606 -0.1084 0.5338 0.4126 0.500 0.5513 0.01393 0.00618 -0.1045 0.5246 0.4290 1.000 0.5969 0.01410 0.00634 -0.1025 0.5146 0.4490 1.500 0.6479 0.01436 0.00662 -0.1015 0.5050 0.4736 2.000 0.6811 0.01448 0.00686 -0.0971 0.4956 0.5009 2.500 0.7250 0.01474 0.00711 -0.0948 0.4857 0.5378 3.000 0.7710 0.01500 0.00752 -0.0930 0.4781 0.5800 3.500 0.8049 0.01520 0.00789 -0.0888 0.4708 0.6230 4.000 0.8415 0.01538 0.00823 -0.0852 0.4631 0.6728 4.500 0.8904 0.01563 0.00865 -0.0839 0.4546 0.7464 5.000 0.9728 0.01576 0.00936 -0.0898 0.4463 0.9410 5.500 1.0182 0.01622 0.00972 -0.0886 0.4377 1.0000 6.000 1.0602 0.01677 0.01013 -0.0866 0.4286 1.0000 6.500 1.0856 0.01731 0.01071 -0.0818 0.4198 1.0000 7.000 1.1189 0.01790 0.01120 -0.0785 0.4102 1.0000 7.500 1.1484 0.01867 0.01198 -0.0748 0.4003 1.0000 8.000 1.1760 0.01949 0.01276 -0.0711 0.3890 1.0000 8.500 1.2017 0.02055 0.01383 -0.0674 0.3768 1.0000 9.000 1.2255 0.02179 0.01495 -0.0637 0.3630 1.0000 9.500 1.2448 0.02336 0.01654 -0.0598 0.3472 1.0000 10.000 1.2635 0.02523 0.01838 -0.0564 0.3303 1.0000 10.500 1.2820 0.02735 0.02045 -0.0532 0.3148 1.0000 11.000 1.3005 0.02963 0.02267 -0.0504 0.3019 1.0000 11.500 1.3198 0.03202 0.02499 -0.0479 0.2908 1.0000 12.000 1.3430 0.03429 0.02729 -0.0460 0.2820 1.0000 12.500 1.3642 0.03674 0.02973 -0.0441 0.2743 1.0000 13.000 1.3929 0.03868 0.03162 -0.0427 0.2684 1.0000 13.500 1.4156 0.04120 0.03429 -0.0412 0.2639 1.0000 14.000 1.4401 0.04358 0.03674 -0.0400 0.2598 1.0000 14.500 1.4670 0.04574 0.03889 -0.0389 0.2555 1.0000 15.000 1.5033 0.04711 0.04024 -0.0380 0.2511 1.0000 15.500 1.5162 0.05060 0.04393 -0.0368 0.2482 1.0000 16.000 1.5310 0.05398 0.04748 -0.0357 0.2449 1.0000 16.500 1.5498 0.05701 0.05064 -0.0349 0.2419 1.0000 17.000 1.5700 0.05993 0.05365 -0.0342 0.2389 1.0000 17.500 1.6084 0.06093 0.05459 -0.0335 0.2343 1.0000 18.000 1.6008 0.06665 0.06058 -0.0328 0.2314 1.0000 18.500 1.5835 0.07369 0.06790 -0.0326 0.2274 1.0000 19.000 1.5817 0.07915 0.07353 -0.0327 0.2233 1.0000 19.500 1.6071 0.08140 0.07576 -0.0326 0.2185 1.0000 20.000 1.5953 0.08805 0.08261 -0.0330 0.2141 1.0000 20.500 1.5260 0.10220 0.09719 -0.0353 0.2091 1.0000 21.000 1.5331 0.10689 0.10197 -0.0364 0.2041 1.0000 21.500 1.5964 0.10405 0.09897 -0.0356 0.1994 1.0000 22.000 1.2999 0.15234 0.14813 -0.0519 0.1812 1.0000 22.500 1.3899 0.14455 0.14028 -0.0491 0.1809 1.0000 23.500 1.4849 0.14269 0.13836 -0.0496 0.1698 1.0000 24.000 1.4343 0.15668 0.15253 -0.0564 0.1562 1.0000 24.500 1.3679 0.17381 0.16979 -0.0654 0.1348 1.0000 25.000 1.3863 0.17699 0.17289 -0.0678 0.1244 1.0000 25.500 1.3978 0.18113 0.17692 -0.0707 0.1149 1.0000 26.000 1.4033 0.18621 0.18196 -0.0741 0.1071 1.0000 26.500 1.4137 0.19035 0.18604 -0.0773 0.1007 1.0000 27.000 1.4309 0.19316 0.18874 -0.0797 0.0948 1.0000 27.500 1.4262 0.19989 0.19559 -0.0846 0.0891 1.0000 28.000 1.4382 0.20350 0.19915 -0.0877 0.0836 1.0000 28.500 1.4472 0.20755 0.20314 -0.0913 0.0779 1.0000 29.000 1.4411 0.21444 0.21016 -0.0968 0.0719 1.0000 29.500 1.4430 0.21973 0.21548 -0.1014 0.0666 1.0000 30.500 1.4440 0.23099 0.22685 -0.1114 0.0575 1.0000 31.000 1.4520 0.23500 0.23085 -0.1155 0.0544 1.0000 31.500 1.4463 0.24186 0.23786 -0.1216 0.0513 1.0000 32.000 1.4661 0.24327 0.23919 -0.1242 0.0492 1.0000 32.500 1.4372 0.25479 0.25107 -0.1335 0.0469 1.0000 33.000 1.4327 0.26123 0.25763 -0.1396 0.0451 1.0000 33.500 1.4543 0.26186 0.25820 -0.1421 0.0439 1.0000