XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 549 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 0.5882 0.01014 0.00430 -0.1030 0.5867 0.9832 1.000 0.6531 0.01041 0.00440 -0.1052 0.5769 1.0000 1.500 0.7008 0.01057 0.00444 -0.1036 0.5662 1.0000 2.000 0.7500 0.01085 0.00457 -0.1022 0.5561 1.0000 2.500 0.7982 0.01100 0.00468 -0.1007 0.5451 1.0000 3.000 0.8476 0.01125 0.00481 -0.0993 0.5340 1.0000 3.500 0.8954 0.01139 0.00495 -0.0977 0.5218 1.0000 4.000 0.9441 0.01165 0.00515 -0.0963 0.5098 1.0000 4.500 0.9917 0.01184 0.00530 -0.0946 0.4960 1.0000 5.000 1.0387 0.01212 0.00561 -0.0930 0.4818 1.0000 5.500 1.0855 0.01246 0.00588 -0.0913 0.4674 1.0000 6.000 1.1295 0.01280 0.00615 -0.0891 0.4492 1.0000 6.500 1.1712 0.01316 0.00650 -0.0866 0.4299 1.0000 7.000 1.2128 0.01361 0.00699 -0.0841 0.4126 1.0000 7.500 1.2530 0.01414 0.00754 -0.0815 0.3962 1.0000 8.000 1.2898 0.01473 0.00814 -0.0783 0.3794 1.0000 8.500 1.3228 0.01541 0.00880 -0.0745 0.3632 1.0000 9.000 1.3513 0.01605 0.00953 -0.0698 0.3489 1.0000 9.500 1.3795 0.01681 0.01038 -0.0654 0.3359 1.0000 10.000 1.4031 0.01777 0.01137 -0.0606 0.3216 1.0000 10.500 1.4254 0.01881 0.01251 -0.0559 0.3060 1.0000 11.000 1.4431 0.02016 0.01395 -0.0512 0.2873 1.0000 11.500 1.4541 0.02205 0.01587 -0.0463 0.2648 1.0000 12.000 1.4599 0.02461 0.01844 -0.0418 0.2345 1.0000 12.500 1.4572 0.02820 0.02198 -0.0375 0.2020 1.0000 13.000 1.4351 0.03397 0.02757 -0.0337 0.1542 1.0000 13.500 1.3985 0.04204 0.03540 -0.0310 0.1045 1.0000 14.000 1.3714 0.04989 0.04320 -0.0297 0.0815 1.0000 14.500 1.3543 0.05718 0.05056 -0.0292 0.0639 1.0000 15.000 1.3324 0.06546 0.05882 -0.0294 0.0432 1.0000 15.500 1.3138 0.07380 0.06721 -0.0301 0.0347 1.0000 16.000 1.2977 0.08228 0.07583 -0.0313 0.0307 1.0000 16.500 1.2828 0.09091 0.08461 -0.0329 0.0285 1.0000 17.000 1.2723 0.09915 0.09303 -0.0348 0.0266 1.0000 17.500 1.2581 0.10814 0.10216 -0.0372 0.0254 1.0000 18.000 1.2520 0.11606 0.11025 -0.0396 0.0244 1.0000 18.500 1.2488 0.12357 0.11789 -0.0421 0.0229 1.0000 19.000 1.2486 0.13038 0.12475 -0.0445 0.0220 1.0000 19.500 1.2526 0.13673 0.13126 -0.0470 0.0208 1.0000 20.000 1.2587 0.14257 0.13721 -0.0494 0.0196 1.0000 20.500 1.2673 0.14772 0.14240 -0.0515 0.0185 1.0000 21.000 1.2728 0.15387 0.14875 -0.0545 0.0174 1.0000 21.500 1.2787 0.15976 0.15472 -0.0577 0.0162 1.0000 22.500 1.2828 0.17334 0.16871 -0.0656 0.0138 1.0000 23.000 1.2820 0.18072 0.17624 -0.0702 0.0125 1.0000 23.500 1.2771 0.18922 0.18498 -0.0757 0.0112 1.0000 24.000 1.2714 0.19790 0.19385 -0.0815 0.0099 1.0000 24.500 1.2648 0.20691 0.20310 -0.0876 0.0090 1.0000 25.000 1.2634 0.21463 0.21090 -0.0931 0.0084 1.0000 25.500 1.2527 0.22477 0.22127 -0.1001 0.0080 1.0000 26.000 1.2332 0.23793 0.23474 -0.1091 0.0080 1.0000