XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 573 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 0.5463 0.01441 0.00522 -0.0875 0.4994 0.0462 0.500 0.5930 0.01431 0.00513 -0.0857 0.4931 0.0529 1.000 0.6402 0.01423 0.00508 -0.0841 0.4868 0.0677 1.500 0.9106 0.01329 0.00611 -0.1318 0.4761 1.0000 2.000 0.9552 0.01357 0.00636 -0.1298 0.4714 1.0000 2.500 1.0005 0.01389 0.00660 -0.1280 0.4664 1.0000 3.000 1.0461 0.01423 0.00685 -0.1263 0.4614 1.0000 3.500 1.0964 0.01488 0.00736 -0.1258 0.4560 1.0000 5.500 1.1990 0.01499 0.00726 -0.1020 0.3868 1.0000 6.000 1.2183 0.01526 0.00750 -0.0949 0.3700 1.0000 6.500 1.2352 0.01562 0.00782 -0.0875 0.3471 1.0000 7.000 1.2555 0.01616 0.00832 -0.0812 0.3230 1.0000 7.500 1.2411 0.01790 0.00965 -0.0693 0.2528 1.0000 8.000 1.2260 0.02035 0.01183 -0.0588 0.2000 1.0000 9.000 1.1319 0.03200 0.02287 -0.0385 0.0244 1.0000 9.500 1.1307 0.03625 0.02722 -0.0353 0.0054 1.0000 10.000 1.1368 0.04017 0.03131 -0.0331 0.0052 1.0000 10.500 1.1404 0.04455 0.03586 -0.0312 0.0051 1.0000 11.000 1.1413 0.04938 0.04089 -0.0295 0.0052 1.0000 11.500 1.1401 0.05468 0.04638 -0.0282 0.0053 1.0000 12.000 1.1369 0.06041 0.05233 -0.0272 0.0054 1.0000 12.500 1.1328 0.06648 0.05860 -0.0265 0.0056 1.0000 13.000 1.1267 0.07300 0.06533 -0.0260 0.0057 1.0000 13.500 1.1183 0.08002 0.07258 -0.0259 0.0059 1.0000 14.000 1.1153 0.08651 0.07924 -0.0260 0.0061 1.0000 14.500 1.1120 0.09319 0.08611 -0.0263 0.0064 1.0000 15.000 1.1038 0.10072 0.09383 -0.0269 0.0068 1.0000 15.500 1.0963 0.10820 0.10148 -0.0277 0.0070 1.0000 16.000 1.0872 0.11600 0.10940 -0.0288 0.0074 1.0000 16.500 1.0893 0.12208 0.11558 -0.0295 0.0079 1.0000 17.000 1.0983 0.12695 0.12057 -0.0298 0.0087 1.0000 17.500 1.1222 0.12841 0.12197 -0.0284 0.0097 1.0000