XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 533 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 0.5446 0.01082 0.00422 -0.1045 0.5753 0.6319 0.500 0.5970 0.01090 0.00436 -0.1032 0.5613 0.7050 1.000 0.6483 0.01086 0.00440 -0.1017 0.5463 0.7609 1.500 0.6995 0.01074 0.00436 -0.1003 0.5298 0.8055 2.000 0.7575 0.01043 0.00431 -0.1001 0.5130 0.9362 2.500 0.8180 0.01066 0.00437 -0.1013 0.4963 1.0000 3.000 0.8727 0.01097 0.00452 -0.1011 0.4802 1.0000 3.500 0.9266 0.01133 0.00476 -0.1007 0.4648 1.0000 4.000 0.9799 0.01174 0.00505 -0.1003 0.4509 1.0000 4.500 1.0326 0.01217 0.00540 -0.0997 0.4367 1.0000 5.000 1.0847 0.01261 0.00581 -0.0991 0.4231 1.0000 5.500 1.1361 0.01308 0.00624 -0.0984 0.4100 1.0000 6.000 1.1861 0.01358 0.00670 -0.0974 0.3960 1.0000 6.500 1.2331 0.01400 0.00711 -0.0960 0.3757 1.0000 7.000 1.2804 0.01454 0.00764 -0.0946 0.3606 1.0000 7.500 1.3235 0.01507 0.00818 -0.0927 0.3359 1.0000 8.000 1.3654 0.01573 0.00882 -0.0905 0.3131 1.0000 8.500 1.4017 0.01658 0.00958 -0.0876 0.2809 1.0000 9.000 1.4327 0.01759 0.01051 -0.0840 0.2486 1.0000 9.500 1.4393 0.01963 0.01221 -0.0771 0.1926 1.0000 10.000 1.4445 0.02209 0.01448 -0.0711 0.1612 1.0000 11.000 1.4324 0.03001 0.02196 -0.0612 0.0719 1.0000 11.500 1.4249 0.03525 0.02717 -0.0586 0.0508 1.0000 12.000 1.4196 0.04088 0.03280 -0.0572 0.0329 1.0000 12.500 1.4208 0.04621 0.03820 -0.0565 0.0247 1.0000 13.000 1.3969 0.05471 0.04671 -0.0565 0.0058 1.0000 13.500 1.3941 0.06122 0.05344 -0.0569 0.0053 1.0000 14.000 1.3889 0.06843 0.06085 -0.0578 0.0042 1.0000 14.500 1.3846 0.07589 0.06852 -0.0592 0.0038 1.0000 15.000 1.3810 0.08354 0.07639 -0.0610 0.0037 1.0000 15.500 1.3761 0.09163 0.08470 -0.0631 0.0036 1.0000 16.000 1.3702 0.10009 0.09340 -0.0657 0.0035 1.0000 16.500 1.3647 0.10863 0.10217 -0.0685 0.0034 1.0000 17.000 1.3599 0.11720 0.11097 -0.0716 0.0034 1.0000 17.500 1.3571 0.12548 0.11949 -0.0750 0.0034 1.0000 18.000 1.3539 0.13396 0.12819 -0.0787 0.0034 1.0000 18.500 1.3511 0.14241 0.13687 -0.0828 0.0033 1.0000 19.000 1.3477 0.15107 0.14575 -0.0873 0.0034 1.0000 19.500 1.3438 0.15995 0.15485 -0.0922 0.0033 1.0000 20.000 1.3399 0.16888 0.16400 -0.0975 0.0034 1.0000 20.500 1.3347 0.17819 0.17352 -0.1034 0.0034 1.0000 21.000 1.3296 0.18764 0.18318 -0.1096 0.0034 1.0000 21.500 1.3258 0.19688 0.19260 -0.1159 0.0034 1.0000 22.000 1.3224 0.20606 0.20198 -0.1223 0.0034 1.0000 22.500 1.3206 0.21490 0.21098 -0.1288 0.0034 1.0000 23.000 1.3211 0.22319 0.21942 -0.1349 0.0035 1.0000 23.500 1.3237 0.23093 0.22728 -0.1408 0.0035 1.0000 24.000 1.3272 0.23832 0.23479 -0.1466 0.0035 1.0000 24.500 1.3315 0.24554 0.24214 -0.1523 0.0036 1.0000 25.000 1.3338 0.25333 0.25008 -0.1586 0.0036 1.0000 25.500 1.3342 0.26199 0.25892 -0.1654 0.0037 1.0000 26.000 1.3342 0.27114 0.26821 -0.1725 0.0037 1.0000 26.500 1.3332 0.28103 0.27825 -0.1800 0.0038 1.0000 27.000 1.3277 0.29362 0.29100 -0.1888 0.0041 1.0000