XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 522 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 0.4754 0.01210 0.00483 -0.1001 0.5055 0.3710 0.500 0.5187 0.01220 0.00501 -0.0975 0.4977 0.3898 1.000 0.5615 0.01242 0.00518 -0.0950 0.4880 0.4064 1.500 0.6086 0.01265 0.00542 -0.0933 0.4790 0.4284 2.000 0.6473 0.01278 0.00565 -0.0900 0.4714 0.4534 2.500 0.6887 0.01295 0.00589 -0.0873 0.4636 0.4859 3.000 0.7367 0.01324 0.00623 -0.0859 0.4549 0.5254 3.500 0.7734 0.01341 0.00656 -0.0823 0.4497 0.5662 4.000 0.8113 0.01359 0.00690 -0.0791 0.4427 0.6087 4.500 0.8488 0.01385 0.00726 -0.0759 0.4352 0.6567 5.000 0.8846 0.01407 0.00771 -0.0724 0.4276 0.7271 6.000 1.0346 0.01484 0.00895 -0.0820 0.4086 1.0000 6.500 1.0727 0.01541 0.00953 -0.0795 0.4007 1.0000 7.000 1.1087 0.01609 0.01016 -0.0768 0.3909 1.0000 7.500 1.1435 0.01691 0.01094 -0.0742 0.3807 1.0000 8.000 1.1769 0.01784 0.01183 -0.0715 0.3685 1.0000 8.500 1.2087 0.01894 0.01292 -0.0689 0.3554 1.0000 9.000 1.2365 0.02033 0.01425 -0.0660 0.3396 1.0000 9.500 1.2603 0.02207 0.01592 -0.0630 0.3211 1.0000 10.000 1.2799 0.02419 0.01796 -0.0599 0.3016 1.0000 10.500 1.2975 0.02662 0.02031 -0.0569 0.2852 1.0000 11.000 1.3141 0.02923 0.02286 -0.0541 0.2717 1.0000 11.500 1.3382 0.03146 0.02511 -0.0522 0.2628 1.0000 12.000 1.3571 0.03414 0.02777 -0.0501 0.2558 1.0000 12.500 1.3785 0.03667 0.03031 -0.0482 0.2503 1.0000 13.000 1.4042 0.03897 0.03270 -0.0469 0.2464 1.0000 13.500 1.4255 0.04168 0.03547 -0.0455 0.2420 1.0000 14.000 1.4472 0.04431 0.03812 -0.0442 0.2383 1.0000 14.500 1.4735 0.04641 0.04018 -0.0428 0.2337 1.0000 15.000 1.4953 0.04922 0.04314 -0.0419 0.2318 1.0000 15.500 1.5158 0.05217 0.04622 -0.0411 0.2293 1.0000 16.000 1.5349 0.05525 0.04941 -0.0403 0.2264 1.0000 16.500 1.5513 0.05861 0.05286 -0.0396 0.2232 1.0000 17.000 1.5707 0.06159 0.05587 -0.0389 0.2194 1.0000 17.500 1.5964 0.06380 0.05811 -0.0382 0.2154 1.0000 18.000 1.6036 0.06831 0.06281 -0.0379 0.2134 1.0000 18.500 1.6077 0.07323 0.06791 -0.0379 0.2099 1.0000 19.000 1.6131 0.07803 0.07282 -0.0380 0.2057 1.0000 19.500 1.6275 0.08161 0.07641 -0.0380 0.2014 1.0000 20.000 1.6368 0.08579 0.08072 -0.0381 0.1978 1.0000 20.500 1.6286 0.09238 0.08755 -0.0390 0.1945 1.0000 21.000 1.6242 0.09856 0.09387 -0.0400 0.1898 1.0000 21.500 1.6374 0.10226 0.09754 -0.0406 0.1843 1.0000 22.000 1.6099 0.11159 0.10717 -0.0429 0.1787 1.0000 22.500 1.6039 0.11813 0.11383 -0.0448 0.1729 1.0000 23.000 1.5841 0.12660 0.12246 -0.0475 0.1645 1.0000 23.500 1.5614 0.13555 0.13153 -0.0508 0.1542 1.0000 24.000 1.5252 0.14662 0.14270 -0.0553 0.1375 1.0000 24.500 1.4700 0.16068 0.15666 -0.0618 0.1151 1.0000 25.000 1.4381 0.17146 0.16735 -0.0675 0.1025 1.0000 25.500 1.4241 0.17961 0.17543 -0.0723 0.0942 1.0000 26.000 1.4211 0.18610 0.18199 -0.0765 0.0890 1.0000 26.500 1.4249 0.19140 0.18727 -0.0802 0.0844 1.0000 27.000 1.4274 0.19693 0.19287 -0.0842 0.0802 1.0000 27.500 1.4335 0.20171 0.19764 -0.0879 0.0761 1.0000 28.000 1.4348 0.20743 0.20345 -0.0924 0.0716 1.0000 28.500 1.4375 0.21279 0.20885 -0.0967 0.0673 1.0000 29.000 1.4404 0.21806 0.21410 -0.1012 0.0622 1.0000 29.500 1.4361 0.22475 0.22093 -0.1066 0.0571 1.0000 30.000 1.4366 0.23046 0.22668 -0.1116 0.0520 1.0000 30.500 1.4385 0.23582 0.23204 -0.1165 0.0481 1.0000 31.000 1.4428 0.24066 0.23691 -0.1211 0.0449 1.0000 31.500 1.4492 0.24498 0.24125 -0.1255 0.0424 1.0000 32.000 1.4536 0.24962 0.24595 -0.1302 0.0404 1.0000 32.500 1.4649 0.25269 0.24897 -0.1340 0.0389 1.0000 33.000 1.4709 0.25678 0.25317 -0.1385 0.0375 1.0000 33.500 1.4756 0.26109 0.25757 -0.1433 0.0363 1.0000 34.000 1.4814 0.26498 0.26148 -0.1478 0.0348 1.0000 34.500 1.4941 0.26723 0.26371 -0.1514 0.0337 1.0000 35.000 1.4896 0.27321 0.26990 -0.1575 0.0328 1.0000 35.500 1.4852 0.27899 0.27583 -0.1636 0.0318 1.0000 36.000 1.4867 0.28345 0.28037 -0.1690 0.0308 1.0000 36.500 1.5009 0.28483 0.28170 -0.1723 0.0298 1.0000