XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 514 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 0.4414 0.01190 0.00400 -0.0680 0.5199 0.1657 0.500 0.4628 0.01225 0.00443 -0.0612 0.4806 0.2333 1.000 0.4942 0.01270 0.00474 -0.0566 0.4560 0.2542 1.500 0.5298 0.01313 0.00505 -0.0527 0.4385 0.2724 2.000 0.5690 0.01359 0.00548 -0.0497 0.4245 0.3022 2.500 0.6080 0.01395 0.00577 -0.0467 0.4129 0.3157 3.000 0.6477 0.01430 0.00607 -0.0439 0.4031 0.3283 3.500 0.6876 0.01466 0.00639 -0.0412 0.3941 0.3404 4.000 0.7280 0.01502 0.00671 -0.0387 0.3861 0.3535 4.500 0.7682 0.01533 0.00707 -0.0362 0.3785 0.3668 5.000 0.8080 0.01569 0.00745 -0.0337 0.3715 0.3823 5.500 0.8477 0.01601 0.00786 -0.0312 0.3650 0.4084 6.000 1.0961 0.01653 0.00982 -0.0747 0.3484 1.0000 7.000 1.1370 0.01781 0.01097 -0.0633 0.3151 1.0000 7.500 1.1573 0.01878 0.01178 -0.0581 0.2876 1.0000 8.000 1.1752 0.02009 0.01286 -0.0528 0.2532 1.0000 8.500 1.1541 0.02370 0.01576 -0.0430 0.1500 1.0000 9.000 1.1378 0.02759 0.01928 -0.0349 0.0852 1.0000 9.500 1.1159 0.03246 0.02391 -0.0274 0.0028 1.0000 10.000 1.1355 0.03475 0.02629 -0.0246 0.0025 1.0000 10.500 1.1535 0.03732 0.02896 -0.0220 0.0024 1.0000 11.000 1.1697 0.04021 0.03199 -0.0198 0.0024 1.0000 11.500 1.1829 0.04354 0.03545 -0.0176 0.0024 1.0000 12.000 1.1929 0.04736 0.03941 -0.0158 0.0024 1.0000 12.500 1.1993 0.05174 0.04395 -0.0142 0.0025 1.0000 13.000 1.2016 0.05677 0.04917 -0.0129 0.0026 1.0000 13.500 1.2004 0.06245 0.05503 -0.0120 0.0028 1.0000 14.000 1.1963 0.06874 0.06154 -0.0116 0.0028 1.0000 14.500 1.1884 0.07578 0.06880 -0.0116 0.0030 1.0000 15.000 1.1779 0.08336 0.07659 -0.0121 0.0030 1.0000 15.500 1.1652 0.09138 0.08484 -0.0129 0.0032 1.0000 16.000 1.1507 0.09982 0.09349 -0.0140 0.0034 1.0000 16.500 1.1403 0.10771 0.10157 -0.0154 0.0033 1.0000 17.000 1.1222 0.11699 0.11108 -0.0172 0.0036 1.0000 17.500 1.1111 0.12530 0.11955 -0.0193 0.0036 1.0000 18.000 1.0947 0.13466 0.12911 -0.0220 0.0040 1.0000 18.500 1.0892 0.14235 0.13694 -0.0245 0.0040 1.0000 19.000 1.0903 0.14902 0.14375 -0.0269 0.0044 1.0000 19.500 1.0919 0.15566 0.15050 -0.0295 0.0049 1.0000 20.000 1.0950 0.16205 0.15703 -0.0322 0.0054 1.0000 20.500 1.0970 0.16853 0.16361 -0.0352 0.0054 1.0000 21.000 1.1064 0.17341 0.16858 -0.0372 0.0070 1.0000 21.500 1.1197 0.17772 0.17294 -0.0394 0.0075 1.0000 22.000 1.1466 0.17965 0.17504 -0.0402 0.0102 1.0000