XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 525 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 1.2134 0.01416 0.00730 -0.2642 0.6035 0.4143 0.500 1.2502 0.01451 0.00771 -0.2604 0.5883 0.4659 1.000 1.2916 0.01500 0.00816 -0.2577 0.5728 0.5028 1.500 1.3314 0.01556 0.00859 -0.2546 0.5571 0.5363 2.000 1.3658 0.01611 0.00915 -0.2506 0.5415 0.5638 2.500 1.4029 0.01678 0.00974 -0.2473 0.5263 0.5887 3.000 1.4369 0.01747 0.01035 -0.2435 0.5109 0.6096 3.500 1.4726 0.01820 0.01107 -0.2401 0.4970 0.6309 4.000 1.5107 0.01904 0.01177 -0.2374 0.4834 0.6496 4.500 1.5456 0.01983 0.01261 -0.2342 0.4714 0.6654 5.000 1.5863 0.02071 0.01338 -0.2321 0.4599 0.6810 5.500 1.6204 0.02160 0.01438 -0.2291 0.4498 0.6950 6.000 1.6349 0.02309 0.01577 -0.2231 0.4269 0.7087 6.500 1.6558 0.02467 0.01728 -0.2185 0.4077 0.7240 7.000 1.6709 0.02664 0.01921 -0.2133 0.3840 0.7427 7.500 1.6955 0.02848 0.02102 -0.2099 0.3698 0.7622 8.000 1.7094 0.03104 0.02353 -0.2054 0.3443 0.7801 8.500 1.7267 0.03353 0.02605 -0.2016 0.3255 0.8090 9.000 1.7384 0.03633 0.02891 -0.1973 0.3031 1.0000 9.500 1.7448 0.04047 0.03291 -0.1934 0.2725 1.0000 10.000 1.7511 0.04494 0.03728 -0.1899 0.2491 1.0000 10.500 1.7425 0.05125 0.04341 -0.1860 0.2144 1.0000 11.000 1.7336 0.05816 0.05020 -0.1830 0.1827 1.0000 11.500 1.6858 0.07058 0.06230 -0.1795 0.1111 1.0000 12.000 1.6545 0.08197 0.07363 -0.1781 0.0717 1.0000 13.000 1.6048 0.10490 0.09665 -0.1786 0.0034 1.0000 13.500 1.6079 0.11230 0.10423 -0.1794 0.0031 1.0000 14.000 1.6100 0.11989 0.11202 -0.1805 0.0029 1.0000 14.500 1.6117 0.12749 0.11981 -0.1820 0.0029 1.0000 15.000 1.6128 0.13515 0.12766 -0.1837 0.0028 1.0000 15.500 1.6135 0.14280 0.13550 -0.1857 0.0028 1.0000 16.000 1.6141 0.15039 0.14328 -0.1880 0.0028 1.0000 16.500 1.6152 0.15777 0.15085 -0.1904 0.0028 1.0000 17.000 1.6174 0.16484 0.15809 -0.1930 0.0028 1.0000 17.500 1.6195 0.17185 0.16528 -0.1957 0.0028 1.0000 18.000 1.6217 0.17877 0.17237 -0.1987 0.0028 1.0000 18.500 1.6253 0.18530 0.17906 -0.2016 0.0029 1.0000 19.000 1.6280 0.19194 0.18587 -0.2048 0.0029 1.0000 19.500 1.6307 0.19847 0.19257 -0.2081 0.0029 1.0000 20.000 1.6329 0.20503 0.19929 -0.2116 0.0030 1.0000 20.500 1.6338 0.21179 0.20621 -0.2154 0.0030 1.0000 21.000 1.6344 0.21848 0.21304 -0.2193 0.0031 1.0000 21.500 1.6345 0.22524 0.21993 -0.2235 0.0032 1.0000 22.000 1.6362 0.23149 0.22628 -0.2275 0.0032 1.0000 22.500 1.6394 0.23729 0.23214 -0.2313 0.0033 1.0000 23.000 1.6465 0.24198 0.23685 -0.2345 0.0034 1.0000 23.500 1.6587 0.24517 0.24000 -0.2369 0.0035 1.0000 24.000 1.6724 0.24815 0.24301 -0.2391 0.0035 1.0000 24.500 1.6828 0.25214 0.24712 -0.2421 0.0037 1.0000 25.000 1.6964 0.25510 0.25019 -0.2444 0.0039 1.0000 25.500 1.7146 0.25648 0.25161 -0.2457 0.0042 1.0000 26.000 1.7411 0.25531 0.25039 -0.2453 0.0045 1.0000 26.500 1.7702 0.25354 0.24856 -0.2446 0.0048 1.0000 27.000 1.7697 0.25993 0.25530 -0.2496 0.0051 1.0000 27.500 1.8301 0.24944 0.24463 -0.2428 0.0061 1.0000 28.000 1.8140 0.25965 0.25528 -0.2506 0.0064 1.0000