XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 559 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 0.4161 0.00928 0.00265 -0.0810 0.5418 1.0000 0.500 0.4616 0.00943 0.00256 -0.0798 0.5319 1.0000 1.000 0.5079 0.00965 0.00265 -0.0787 0.5232 1.0000 1.500 0.5551 0.00990 0.00288 -0.0777 0.5146 1.0000 2.000 0.5810 0.01018 0.00247 -0.0722 0.3378 1.0000 2.500 0.6030 0.01264 0.00406 -0.0664 0.0182 1.0000 3.000 0.6447 0.01341 0.00517 -0.0635 0.0218 1.0000 3.500 0.6848 0.01436 0.00645 -0.0597 0.0388 1.0000 4.000 0.7211 0.01552 0.00784 -0.0550 0.0545 1.0000 4.500 0.7386 0.01795 0.01030 -0.0477 0.0526 1.0000 5.000 0.7577 0.02177 0.01402 -0.0421 0.0228 1.0000 5.500 0.8097 0.02522 0.01753 -0.0411 0.0137 1.0000 6.000 0.8697 0.02988 0.02236 -0.0408 0.0102 1.0000 6.500 0.9186 0.03341 0.02623 -0.0386 0.0081 1.0000 7.000 0.9603 0.04167 0.03469 -0.0375 0.0067 1.0000 7.500 0.9882 0.04834 0.04184 -0.0333 0.0063 1.0000 8.000 1.0158 0.04912 0.04326 -0.0269 0.0057 1.0000 8.500 1.0355 0.05385 0.04847 -0.0217 0.0051 1.0000 9.000 1.0423 0.05929 0.05435 -0.0163 0.0048 1.0000 9.500 1.0351 0.06509 0.06053 -0.0104 0.0045 1.0000 10.000 1.0129 0.07024 0.06599 -0.0038 0.0044 1.0000 10.500 0.9809 0.07621 0.07223 0.0006 0.0043 1.0000 11.000 0.9495 0.08295 0.07924 0.0017 0.0043 1.0000 11.500 0.9167 0.09123 0.08776 -0.0001 0.0043 1.0000 12.000 0.8836 0.10115 0.09790 -0.0044 0.0044 1.0000 12.500 0.8531 0.11259 0.10951 -0.0107 0.0046 1.0000 13.000 0.8282 0.12535 0.12239 -0.0183 0.0048 1.0000 13.500 0.8134 0.13907 0.13617 -0.0266 0.0049 1.0000 14.000 0.8117 0.15224 0.14933 -0.0340 0.0051 1.0000 14.500 0.8155 0.16324 0.16030 -0.0397 0.0050 1.0000 15.000 0.8221 0.17331 0.17035 -0.0448 0.0049 1.0000 15.500 0.8309 0.18246 0.17949 -0.0495 0.0049 1.0000 16.000 0.8406 0.19132 0.18832 -0.0541 0.0047 1.0000 16.500 0.8515 0.19984 0.19684 -0.0585 0.0046 1.0000 17.000 0.8631 0.20794 0.20494 -0.0628 0.0044 1.0000 17.500 0.8753 0.21560 0.21259 -0.0668 0.0042 1.0000 18.000 0.8885 0.22321 0.22021 -0.0711 0.0041 1.0000