XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 502 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.7012 0.01031 0.00363 -0.1605 0.6208 0.2896 0.500 0.7504 0.01039 0.00367 -0.1587 0.6037 0.3091 1.000 0.7991 0.01054 0.00375 -0.1570 0.5877 0.3284 1.500 0.8467 0.01068 0.00387 -0.1550 0.5718 0.3510 2.000 0.8951 0.01082 0.00406 -0.1533 0.5582 0.3760 2.500 0.9435 0.01110 0.00429 -0.1516 0.5448 0.4044 3.000 0.9902 0.01122 0.00453 -0.1495 0.5336 0.4371 3.500 1.0393 0.01154 0.00485 -0.1481 0.5215 0.4782 4.000 1.0791 0.01158 0.00511 -0.1447 0.5109 0.5299 4.500 1.1192 0.01162 0.00554 -0.1415 0.4974 0.7077 5.000 1.1719 0.01150 0.00592 -0.1407 0.4879 1.0000 5.500 1.2136 0.01196 0.00626 -0.1379 0.4764 1.0000 6.000 1.2533 0.01234 0.00666 -0.1347 0.4659 1.0000 6.500 1.2926 0.01279 0.00706 -0.1315 0.4551 1.0000 7.000 1.3300 0.01327 0.00755 -0.1281 0.4436 1.0000 7.500 1.3620 0.01385 0.00806 -0.1238 0.4291 1.0000 8.000 1.3922 0.01445 0.00868 -0.1194 0.4126 1.0000 8.500 1.4225 0.01520 0.00942 -0.1152 0.3972 1.0000 9.000 1.4499 0.01613 0.01032 -0.1108 0.3805 1.0000 9.500 1.4753 0.01724 0.01139 -0.1064 0.3628 1.0000 10.000 1.4968 0.01861 0.01272 -0.1017 0.3382 1.0000 10.500 1.5104 0.02051 0.01452 -0.0963 0.3077 1.0000 11.000 1.5171 0.02305 0.01691 -0.0908 0.2714 1.0000 11.500 1.5153 0.02645 0.02013 -0.0851 0.2317 1.0000 12.000 1.5097 0.03058 0.02409 -0.0801 0.1956 1.0000 12.500 1.5067 0.03496 0.02838 -0.0761 0.1699 1.0000 13.000 1.5132 0.03885 0.03229 -0.0732 0.1569 1.0000 13.500 1.5200 0.04293 0.03641 -0.0707 0.1468 1.0000 14.000 1.5239 0.04743 0.04095 -0.0685 0.1363 1.0000 14.500 1.5295 0.05200 0.04557 -0.0668 0.1250 1.0000 15.000 1.5308 0.05721 0.05082 -0.0654 0.1125 1.0000 15.500 1.5299 0.06288 0.05651 -0.0643 0.0993 1.0000 16.000 1.5264 0.06908 0.06274 -0.0637 0.0850 1.0000 16.500 1.5161 0.07633 0.06999 -0.0635 0.0704 1.0000 17.000 1.5092 0.08340 0.07711 -0.0638 0.0619 1.0000 17.500 1.5016 0.09074 0.08452 -0.0644 0.0548 1.0000 18.000 1.4993 0.09756 0.09145 -0.0654 0.0507 1.0000 19.000 1.4959 0.11140 0.10553 -0.0682 0.0450 1.0000 19.500 1.4930 0.11864 0.11287 -0.0702 0.0410 1.0000 20.000 1.4939 0.12531 0.11966 -0.0723 0.0385 1.0000 20.500 1.4938 0.13213 0.12660 -0.0747 0.0364 1.0000 21.000 1.4945 0.13883 0.13343 -0.0773 0.0340 1.0000 21.500 1.4925 0.14594 0.14065 -0.0803 0.0322 1.0000 22.000 1.4943 0.15241 0.14725 -0.0833 0.0303 1.0000 22.500 1.4924 0.15943 0.15437 -0.0868 0.0280 1.0000 23.000 1.4923 0.16609 0.16117 -0.0903 0.0261 1.0000 23.500 1.4883 0.17341 0.16860 -0.0944 0.0243 1.0000 24.000 1.4870 0.18021 0.17555 -0.0984 0.0229 1.0000 24.500 1.4831 0.18746 0.18292 -0.1029 0.0210 1.0000 25.000 1.4787 0.19477 0.19035 -0.1076 0.0185 1.0000 25.500 1.4725 0.20243 0.19812 -0.1128 0.0159 1.0000 26.000 1.4601 0.21127 0.20705 -0.1189 0.0112 1.0000 26.500 1.4363 0.22245 0.21828 -0.1269 0.0057 1.0000 27.000 1.4217 0.23200 0.22796 -0.1339 0.0048 1.0000 27.500 1.4139 0.24017 0.23627 -0.1400 0.0045 1.0000 28.000 1.4034 0.24906 0.24532 -0.1467 0.0043 1.0000 28.500 1.3930 0.25807 0.25450 -0.1536 0.0042 1.0000 29.000 1.3803 0.26795 0.26456 -0.1610 0.0042 1.0000 29.500 1.3660 0.27866 0.27546 -0.1690 0.0043 1.0000 30.000 1.3470 0.29160 0.28859 -0.1783 0.0042 1.0000 30.500 1.3396 0.30154 0.29864 -0.1858 0.0041 1.0000 31.000 1.3417 0.30836 0.30553 -0.1916 0.0042 1.0000 31.500 1.3463 0.31428 0.31150 -0.1970 0.0041 1.0000 32.000 1.3532 0.31924 0.31649 -0.2020 0.0041 1.0000 32.500 1.3610 0.32369 0.32099 -0.2068 0.0040 1.0000 33.000 1.3695 0.32781 0.32515 -0.2116 0.0040 1.0000 33.500 1.3781 0.33179 0.32917 -0.2164 0.0038 1.0000 34.000 1.3867 0.33554 0.33297 -0.2212 0.0038 1.0000 34.500 1.3947 0.33952 0.33700 -0.2262 0.0039 1.0000 35.000 1.4016 0.34375 0.34130 -0.2315 0.0039 1.0000 35.500 1.4068 0.34886 0.34649 -0.2373 0.0039 1.0000