XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 54 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 0.2484 0.01071 0.00300 -0.0255 0.3740 0.0469 0.500 0.3065 0.00997 0.00178 -0.0251 0.3449 0.0526 1.500 0.4265 0.01541 0.00650 -0.0260 0.3022 0.0837 2.000 0.4837 0.01447 0.00551 -0.0257 0.2871 0.0991 2.500 0.5415 0.01402 0.00492 -0.0247 0.2758 0.0767 3.000 0.5983 0.01388 0.00472 -0.0243 0.2652 0.0728 3.500 0.6551 0.01390 0.00472 -0.0239 0.2559 0.0634 4.000 0.7116 0.01408 0.00489 -0.0237 0.2469 0.0591 4.500 0.7677 0.01439 0.00511 -0.0235 0.2376 0.0590 5.000 0.8241 0.01464 0.00543 -0.0232 0.2278 0.1285 5.500 0.8745 0.01350 0.00593 -0.0221 0.2172 1.0000 6.000 0.9299 0.01363 0.00609 -0.0219 0.1984 1.0000 6.500 0.9853 0.01386 0.00631 -0.0217 0.1818 1.0000 7.000 1.0406 0.01419 0.00676 -0.0215 0.1665 1.0000 7.500 1.0952 0.01461 0.00714 -0.0214 0.1437 1.0000 8.000 1.1483 0.01543 0.00788 -0.0212 0.1221 1.0000 8.500 1.2001 0.01652 0.00890 -0.0211 0.0950 1.0000 9.000 1.2476 0.01862 0.01078 -0.0209 0.0466 1.0000 9.500 1.2958 0.02032 0.01254 -0.0206 0.0343 1.0000 10.000 1.3427 0.02204 0.01430 -0.0202 0.0243 1.0000 10.500 1.3885 0.02378 0.01614 -0.0198 0.0142 1.0000 11.000 1.4262 0.02685 0.01944 -0.0193 0.0049 1.0000 11.500 1.4613 0.02987 0.02282 -0.0187 0.0038 1.0000 12.000 1.4894 0.03348 0.02684 -0.0184 0.0032 1.0000 12.500 1.5026 0.03874 0.03256 -0.0193 0.0030 1.0000 13.000 1.4661 0.05521 0.04956 -0.0338 0.0031 1.0000 13.500 1.4099 0.07188 0.06650 -0.0431 0.0031 1.0000 14.000 1.3607 0.08714 0.08198 -0.0504 0.0033 1.0000 14.500 1.3211 0.10126 0.09632 -0.0569 0.0034 1.0000 15.000 1.2920 0.11440 0.10966 -0.0629 0.0034 1.0000 15.500 1.2691 0.12687 0.12232 -0.0687 0.0034 1.0000 16.000 1.2513 0.13878 0.13443 -0.0745 0.0033 1.0000 16.500 1.2362 0.15066 0.14651 -0.0807 0.0033 1.0000 17.000 1.2239 0.16249 0.15852 -0.0872 0.0033 1.0000 17.500 1.2117 0.17487 0.17110 -0.0945 0.0033 1.0000 18.000 1.1998 0.18796 0.18438 -0.1026 0.0034 1.0000 18.500 1.1886 0.20171 0.19831 -0.1113 0.0034 1.0000 19.000 1.1813 0.21521 0.21197 -0.1199 0.0036 1.0000 19.500 1.1814 0.22695 0.22381 -0.1276 0.0036 1.0000 20.000 1.1881 0.23635 0.23331 -0.1341 0.0036 1.0000 20.500 1.1977 0.24464 0.24168 -0.1400 0.0035 1.0000 21.000 1.2088 0.25233 0.24948 -0.1456 0.0036 1.0000 21.500 1.2192 0.26055 0.25780 -0.1515 0.0036 1.0000 22.000 1.2273 0.27074 0.26810 -0.1585 0.0037 1.0000 22.500 1.2283 0.29048 0.28781 -0.1694 0.0046 1.0000 23.000 1.2409 0.30088 0.29818 -0.1759 0.0053 1.0000 23.500 1.2556 0.30833 0.30567 -0.1812 0.0060 1.0000