XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 525 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 1.1927 0.01244 0.00596 -0.2594 0.5769 0.3454 0.500 1.2350 0.01272 0.00635 -0.2569 0.5618 0.4129 1.000 1.2770 0.01314 0.00678 -0.2544 0.5469 0.4646 1.500 1.3141 0.01373 0.00728 -0.2510 0.5301 0.5000 2.000 1.3524 0.01427 0.00780 -0.2479 0.5136 0.5310 2.500 1.3894 0.01494 0.00842 -0.2447 0.4974 0.5565 3.000 1.4245 0.01576 0.00914 -0.2413 0.4819 0.5780 3.500 1.4632 0.01648 0.00982 -0.2386 0.4682 0.5957 4.000 1.5001 0.01735 0.01066 -0.2357 0.4565 0.6140 4.500 1.5383 0.01819 0.01146 -0.2332 0.4454 0.6301 5.000 1.5757 0.01914 0.01238 -0.2306 0.4349 0.6436 5.500 1.5948 0.02063 0.01377 -0.2253 0.4065 0.6553 6.000 1.6201 0.02216 0.01519 -0.2212 0.3857 0.6678 6.500 1.6439 0.02386 0.01679 -0.2172 0.3610 0.6787 7.000 1.6697 0.02561 0.01849 -0.2137 0.3442 0.6919 7.500 1.6790 0.02856 0.02122 -0.2084 0.3051 0.7066 8.000 1.6966 0.03121 0.02378 -0.2045 0.2783 0.7216 8.500 1.7022 0.03503 0.02742 -0.1998 0.2426 0.7333 9.000 1.6969 0.04022 0.03237 -0.1946 0.1981 0.7461 9.500 1.6668 0.04847 0.04026 -0.1887 0.1271 0.7581 10.000 1.6387 0.05765 0.04931 -0.1844 0.0697 0.7718 10.500 1.6115 0.06772 0.05935 -0.1816 0.0086 0.7931 11.000 1.6167 0.07325 0.06516 -0.1799 0.0023 1.0000 11.500 1.6274 0.07906 0.07109 -0.1794 0.0021 1.0000 12.000 1.6356 0.08534 0.07751 -0.1790 0.0021 1.0000 12.500 1.6414 0.09211 0.08444 -0.1790 0.0020 1.0000 13.000 1.6453 0.09927 0.09176 -0.1792 0.0020 1.0000 13.500 1.6475 0.10676 0.09943 -0.1798 0.0021 1.0000 14.000 1.6484 0.11454 0.10740 -0.1807 0.0021 1.0000 14.500 1.6484 0.12247 0.11551 -0.1820 0.0021 1.0000 15.000 1.6475 0.13049 0.12373 -0.1836 0.0021 1.0000 15.500 1.6461 0.13854 0.13196 -0.1855 0.0022 1.0000 16.000 1.6447 0.14649 0.14010 -0.1877 0.0022 1.0000 16.500 1.6437 0.15426 0.14805 -0.1901 0.0023 1.0000 17.000 1.6422 0.16202 0.15598 -0.1928 0.0023 1.0000 17.500 1.6394 0.16993 0.16407 -0.1958 0.0024 1.0000 18.000 1.6357 0.17794 0.17225 -0.1992 0.0024 1.0000 18.500 1.6316 0.18596 0.18042 -0.2028 0.0025 1.0000 19.000 1.6261 0.19415 0.18874 -0.2068 0.0025 1.0000 19.500 1.6290 0.20070 0.19540 -0.2101 0.0026 1.0000 20.000 1.6351 0.20651 0.20132 -0.2132 0.0026 1.0000 20.500 1.6397 0.21253 0.20745 -0.2165 0.0028 1.0000 21.000 1.6440 0.21844 0.21346 -0.2199 0.0029 1.0000 21.500 1.6470 0.22450 0.21962 -0.2236 0.0031 1.0000 22.000 1.6524 0.22983 0.22499 -0.2269 0.0033 1.0000 22.500 1.6614 0.23396 0.22910 -0.2295 0.0034 1.0000 23.000 1.6729 0.23794 0.23314 -0.2321 0.0036 1.0000 23.500 1.6837 0.24218 0.23753 -0.2350 0.0040 1.0000 24.500 1.7195 0.24612 0.24150 -0.2378 0.0049 1.0000 25.000 1.7567 0.24314 0.23843 -0.2358 0.0061 1.0000 25.500 1.7867 0.24255 0.23795 -0.2353 0.0078 1.0000 26.500 1.2157 0.41072 0.40992 -0.2555 0.0182 1.0000 27.000 1.2338 0.40167 0.40093 -0.2549 0.0174 1.0000