XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 572 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 0.5893 0.01635 0.00713 -0.0765 0.4414 0.0386 0.500 0.6189 0.01632 0.00710 -0.0711 0.4339 0.0480 1.000 0.6565 0.01639 0.00712 -0.0676 0.4268 0.0699 1.500 0.6987 0.01636 0.00741 -0.0655 0.4193 0.1967 2.000 1.0366 0.01631 0.00887 -0.1276 0.4015 1.0000 2.500 1.0667 0.01668 0.00919 -0.1230 0.3954 1.0000 3.000 1.0912 0.01699 0.00946 -0.1173 0.3892 1.0000 3.500 1.1201 0.01741 0.00974 -0.1126 0.3830 1.0000 4.000 1.1536 0.01802 0.01026 -0.1091 0.3767 1.0000 4.500 1.1790 0.01849 0.01076 -0.1040 0.3711 1.0000 5.000 1.2065 0.01903 0.01124 -0.0995 0.3650 1.0000 5.500 1.2433 0.01984 0.01188 -0.0971 0.3581 1.0000 7.000 1.2613 0.02319 0.01520 -0.0765 0.3131 1.0000 7.500 1.2690 0.02539 0.01733 -0.0718 0.2961 1.0000 8.000 1.2760 0.02807 0.01996 -0.0677 0.2825 1.0000 8.500 1.2758 0.03168 0.02353 -0.0640 0.2635 1.0000 9.000 1.2763 0.03565 0.02749 -0.0610 0.2480 1.0000 9.500 1.2636 0.04114 0.03296 -0.0580 0.2295 1.0000 10.000 1.2481 0.04732 0.03915 -0.0556 0.2123 1.0000 10.500 1.2350 0.05364 0.04553 -0.0538 0.1998 1.0000 11.000 1.1898 0.06379 0.05562 -0.0518 0.1658 1.0000 11.500 1.1479 0.07420 0.06602 -0.0506 0.1264 1.0000 12.000 1.0922 0.08701 0.07886 -0.0499 0.0783 1.0000 12.500 1.0507 0.09879 0.09066 -0.0500 0.0188 1.0000 13.000 1.0409 0.10660 0.09861 -0.0504 0.0053 1.0000 13.500 1.0357 0.11388 0.10606 -0.0509 0.0051 1.0000 14.000 1.0296 0.12143 0.11381 -0.0517 0.0051 1.0000 14.500 1.0218 0.12930 0.12187 -0.0527 0.0051 1.0000 15.000 1.0137 0.13737 0.13014 -0.0540 0.0053 1.0000 15.500 1.0081 0.14513 0.13808 -0.0555 0.0054 1.0000 16.000 1.0039 0.15270 0.14583 -0.0572 0.0055 1.0000 16.500 1.0035 0.15969 0.15297 -0.0588 0.0060 1.0000 17.000 1.0073 0.16593 0.15935 -0.0605 0.0062 1.0000 17.500 1.0128 0.17186 0.16541 -0.0623 0.0065 1.0000 18.000 1.0227 0.17696 0.17060 -0.0640 0.0069 1.0000 18.500 1.0335 0.18188 0.17565 -0.0656 0.0080 1.0000 19.000 1.0399 0.18750 0.18135 -0.0676 0.0083 1.0000 19.500 1.0526 0.19201 0.18595 -0.0693 0.0094 1.0000 20.000 1.0675 0.19589 0.18986 -0.0709 0.0108 1.0000 21.000 1.1405 0.19446 0.18840 -0.0698 0.0183 1.0000 22.000 0.9248 0.16227 0.15727 -0.0413 0.0217 1.0000