XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 511 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 0.4745 0.01403 0.00559 -0.0606 0.4661 0.0348 0.500 0.5141 0.01417 0.00572 -0.0574 0.4545 0.0430 1.000 0.5528 0.01424 0.00577 -0.0540 0.4430 0.0492 1.500 0.5897 0.01438 0.00588 -0.0504 0.4312 0.0650 2.000 0.6238 0.01428 0.00617 -0.0464 0.4206 0.1903 3.000 0.7015 0.01498 0.00694 -0.0404 0.4001 0.2677 3.500 0.7375 0.01540 0.00729 -0.0371 0.3899 0.2880 4.000 0.7777 0.01576 0.00766 -0.0346 0.3824 0.3043 4.500 0.8174 0.01606 0.00801 -0.0320 0.3754 0.3199 5.000 0.8569 0.01647 0.00841 -0.0297 0.3683 0.3429 5.500 1.1646 0.01718 0.01053 -0.0851 0.3571 1.0000 6.000 1.1985 0.01770 0.01103 -0.0817 0.3522 1.0000 6.500 1.2300 0.01835 0.01159 -0.0780 0.3463 1.0000 7.000 1.2668 0.01903 0.01222 -0.0753 0.3404 1.0000 7.500 1.2844 0.01973 0.01295 -0.0696 0.3301 1.0000 8.500 1.3176 0.02208 0.01509 -0.0589 0.2989 1.0000 9.000 1.3484 0.02295 0.01603 -0.0560 0.2908 1.0000 9.500 1.3661 0.02452 0.01751 -0.0516 0.2745 1.0000 10.000 1.3860 0.02617 0.01912 -0.0479 0.2608 1.0000 11.000 1.3726 0.03358 0.02614 -0.0367 0.1825 1.0000 11.500 1.3480 0.03944 0.03187 -0.0314 0.1498 1.0000 12.000 1.3394 0.04450 0.03695 -0.0281 0.1339 1.0000 12.500 1.3225 0.05077 0.04325 -0.0253 0.1165 1.0000 13.500 1.2302 0.07140 0.06388 -0.0216 0.0569 1.0000 14.000 1.1815 0.08302 0.07558 -0.0212 0.0280 1.0000 14.500 1.1500 0.09299 0.08563 -0.0214 0.0019 1.0000 15.000 1.1468 0.09944 0.09221 -0.0218 0.0017 1.0000 15.500 1.1442 0.10589 0.09880 -0.0224 0.0016 1.0000 16.000 1.1439 0.11205 0.10508 -0.0231 0.0015 1.0000 16.500 1.1431 0.11836 0.11152 -0.0241 0.0015 1.0000 17.000 1.1427 0.12464 0.11792 -0.0252 0.0015 1.0000 17.500 1.1447 0.13056 0.12397 -0.0265 0.0015 1.0000 18.000 1.1451 0.13681 0.13035 -0.0281 0.0015 1.0000 18.500 1.1477 0.14270 0.13637 -0.0297 0.0015 1.0000 19.000 1.1482 0.14894 0.14274 -0.0317 0.0015 1.0000 19.500 1.1512 0.15478 0.14870 -0.0337 0.0015 1.0000 20.000 1.1506 0.16129 0.15537 -0.0362 0.0016 1.0000 20.500 1.1531 0.16725 0.16146 -0.0386 0.0016 1.0000 21.000 1.1521 0.17388 0.16824 -0.0415 0.0016 1.0000 21.500 1.1525 0.18022 0.17472 -0.0445 0.0016 1.0000 22.000 1.1496 0.18724 0.18190 -0.0479 0.0017 1.0000 22.500 1.1462 0.19443 0.18922 -0.0515 0.0017 1.0000 23.000 1.1442 0.20138 0.19630 -0.0553 0.0017 1.0000 23.500 1.1388 0.20908 0.20413 -0.0595 0.0018 1.0000 24.000 1.1385 0.21575 0.21088 -0.0635 0.0018 1.0000 24.500 1.1425 0.22155 0.21676 -0.0672 0.0018 1.0000 25.000 1.1497 0.22661 0.22190 -0.0707 0.0019 1.0000 25.500 1.1568 0.23164 0.22700 -0.0742 0.0021 1.0000 26.000 1.1647 0.23631 0.23173 -0.0777 0.0022 1.0000 26.500 1.1742 0.24052 0.23599 -0.0811 0.0022 1.0000 27.000 1.1871 0.24373 0.23919 -0.0841 0.0024 1.0000 27.500 1.2089 0.24461 0.23999 -0.0861 0.0026 1.0000 28.000 1.2201 0.24820 0.24365 -0.0894 0.0027 1.0000 28.500 1.2323 0.25166 0.24724 -0.0928 0.0030 1.0000 29.000 1.2644 0.24975 0.24524 -0.0934 0.0036 1.0000 29.500 1.2818 0.25175 0.24739 -0.0961 0.0044 1.0000 30.000 1.3021 0.25291 0.24863 -0.0984 0.0050 1.0000 30.500 1.3363 0.25060 0.24637 -0.0989 0.0062 1.0000