XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 553 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.6449 0.01091 0.00443 -0.0998 0.5369 0.7307 1.500 0.6971 0.01090 0.00439 -0.0987 0.5205 0.7662 2.000 0.7467 0.01073 0.00441 -0.0970 0.5045 0.8263 2.500 0.8144 0.01065 0.00444 -0.0992 0.4873 1.0000 3.000 0.8685 0.01098 0.00457 -0.0989 0.4708 1.0000 3.500 0.9212 0.01138 0.00478 -0.0983 0.4543 1.0000 4.000 0.9739 0.01172 0.00509 -0.0977 0.4397 1.0000 4.500 1.0259 0.01217 0.00545 -0.0970 0.4264 1.0000 5.000 1.0768 0.01265 0.00583 -0.0961 0.4127 1.0000 5.500 1.1229 0.01301 0.00608 -0.0944 0.3866 1.0000 6.000 1.1696 0.01350 0.00648 -0.0928 0.3668 1.0000 6.500 1.2133 0.01397 0.00687 -0.0908 0.3362 1.0000 7.000 1.2580 0.01456 0.00743 -0.0890 0.3197 1.0000 7.500 1.2967 0.01530 0.00806 -0.0863 0.2889 1.0000 8.000 1.3318 0.01618 0.00882 -0.0830 0.2563 1.0000 8.500 1.3475 0.01765 0.00997 -0.0768 0.2030 1.0000 9.000 1.3513 0.01973 0.01176 -0.0695 0.1626 1.0000 9.500 1.3627 0.02169 0.01362 -0.0640 0.1387 1.0000 10.000 1.3606 0.02470 0.01639 -0.0581 0.0860 1.0000 10.500 1.3495 0.02893 0.02051 -0.0529 0.0561 1.0000 11.000 1.3500 0.03303 0.02461 -0.0501 0.0394 1.0000 11.500 1.3502 0.03768 0.02930 -0.0482 0.0265 1.0000 12.000 1.3378 0.04404 0.03567 -0.0470 0.0058 1.0000 12.500 1.3353 0.04978 0.04157 -0.0465 0.0034 1.0000 13.000 1.3357 0.05550 0.04748 -0.0465 0.0031 1.0000 13.500 1.3345 0.06178 0.05397 -0.0470 0.0029 1.0000 14.000 1.3320 0.06860 0.06100 -0.0481 0.0028 1.0000 14.500 1.3285 0.07593 0.06855 -0.0496 0.0028 1.0000 15.000 1.3238 0.08374 0.07658 -0.0516 0.0027 1.0000 15.500 1.3190 0.09191 0.08496 -0.0541 0.0027 1.0000 16.000 1.3132 0.10044 0.09372 -0.0569 0.0027 1.0000 16.500 1.3079 0.10909 0.10260 -0.0600 0.0027 1.0000 17.000 1.3035 0.11774 0.11146 -0.0634 0.0027 1.0000 17.500 1.2993 0.12648 0.12041 -0.0671 0.0027 1.0000 18.000 1.2959 0.13515 0.12929 -0.0710 0.0027 1.0000 18.500 1.2921 0.14395 0.13830 -0.0753 0.0027 1.0000 19.000 1.2884 0.15282 0.14737 -0.0799 0.0027 1.0000 19.500 1.2840 0.16192 0.15668 -0.0849 0.0027 1.0000 20.000 1.2790 0.17121 0.16617 -0.0902 0.0027 1.0000 20.500 1.2734 0.18069 0.17585 -0.0959 0.0027 1.0000 21.000 1.2686 0.19006 0.18542 -0.1017 0.0028 1.0000 21.500 1.2649 0.19929 0.19481 -0.1076 0.0028 1.0000 22.000 1.2617 0.20845 0.20413 -0.1136 0.0028 1.0000 22.500 1.2600 0.21730 0.21312 -0.1195 0.0028 1.0000 23.000 1.2599 0.22572 0.22167 -0.1252 0.0029 1.0000 23.500 1.2617 0.23360 0.22965 -0.1306 0.0029 1.0000 24.000 1.2656 0.24085 0.23701 -0.1358 0.0030 1.0000 24.500 1.2724 0.24716 0.24340 -0.1405 0.0030 1.0000 25.000 1.2813 0.25275 0.24905 -0.1448 0.0031 1.0000 25.500 1.2916 0.25778 0.25416 -0.1489 0.0031 1.0000 26.000 1.3008 0.26299 0.25945 -0.1531 0.0032 1.0000 26.500 1.3083 0.26869 0.26526 -0.1577 0.0033 1.0000 27.000 1.3133 0.27517 0.27188 -0.1628 0.0034 1.0000 27.500 1.3156 0.28256 0.27941 -0.1684 0.0035 1.0000 28.000 1.3136 0.29163 0.28864 -0.1749 0.0036 1.0000 28.500 1.3064 0.30308 0.30026 -0.1824 0.0038 1.0000