XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 527 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.6166 0.00984 0.00396 -0.0972 0.5347 0.6949 1.000 0.7113 0.00965 0.00432 -0.1044 0.5233 0.9618 1.500 0.8195 0.01008 0.00454 -0.1152 0.5127 0.9938 2.000 0.8885 0.01023 0.00464 -0.1181 0.5047 1.0000 2.500 0.9290 0.01044 0.00474 -0.1151 0.4961 1.0000 3.000 0.9703 0.01072 0.00494 -0.1123 0.4876 1.0000 3.500 1.0100 0.01089 0.00511 -0.1091 0.4791 1.0000 4.000 1.0492 0.01120 0.00529 -0.1058 0.4690 1.0000 4.500 1.0878 0.01140 0.00552 -0.1025 0.4599 1.0000 5.000 1.1244 0.01166 0.00572 -0.0987 0.4492 1.0000 5.500 1.1540 0.01191 0.00595 -0.0936 0.4338 1.0000 6.000 1.1675 0.01226 0.00616 -0.0855 0.4074 1.0000 6.500 1.1938 0.01276 0.00660 -0.0802 0.3878 1.0000 7.000 1.2006 0.01389 0.00744 -0.0721 0.3422 1.0000 7.500 1.2202 0.01502 0.00843 -0.0668 0.3139 1.0000 8.000 1.2360 0.01649 0.00976 -0.0614 0.2852 1.0000 8.500 1.2502 0.01829 0.01143 -0.0565 0.2589 1.0000 9.000 1.2551 0.02088 0.01382 -0.0513 0.2258 1.0000 9.500 1.2741 0.02295 0.01587 -0.0481 0.2103 1.0000 10.000 1.2927 0.02525 0.01815 -0.0453 0.1964 1.0000 10.500 1.2934 0.02902 0.02176 -0.0418 0.1626 1.0000 11.000 1.2708 0.03502 0.02749 -0.0378 0.1143 1.0000 11.500 1.2720 0.03951 0.03195 -0.0357 0.0991 1.0000 12.500 1.2295 0.05370 0.04590 -0.0318 0.0258 1.0000 13.000 1.2160 0.06069 0.05292 -0.0309 0.0023 1.0000 13.500 1.2245 0.06539 0.05774 -0.0306 0.0020 1.0000 14.000 1.2321 0.07031 0.06277 -0.0304 0.0020 1.0000 14.500 1.2366 0.07569 0.06830 -0.0304 0.0019 1.0000 15.000 1.2399 0.08128 0.07403 -0.0306 0.0018 1.0000 15.500 1.2419 0.08714 0.08004 -0.0310 0.0018 1.0000 16.000 1.2427 0.09324 0.08629 -0.0316 0.0018 1.0000 16.500 1.2410 0.09974 0.09296 -0.0325 0.0018 1.0000 17.000 1.2382 0.10656 0.09993 -0.0337 0.0018 1.0000 17.500 1.2336 0.11373 0.10728 -0.0353 0.0018 1.0000 18.000 1.2288 0.12104 0.11476 -0.0371 0.0018 1.0000 18.500 1.2234 0.12859 0.12247 -0.0394 0.0018 1.0000 19.000 1.2184 0.13618 0.13024 -0.0420 0.0018 1.0000 19.500 1.2132 0.14392 0.13814 -0.0450 0.0018 1.0000 20.000 1.2097 0.15144 0.14582 -0.0482 0.0018 1.0000 20.500 1.2064 0.15904 0.15358 -0.0516 0.0018 1.0000 21.000 1.2038 0.16656 0.16125 -0.0554 0.0018 1.0000 21.500 1.2002 0.17432 0.16917 -0.0594 0.0019 1.0000 22.000 1.1974 0.18200 0.17699 -0.0637 0.0019 1.0000 22.500 1.1946 0.18978 0.18492 -0.0682 0.0019 1.0000 23.000 1.1928 0.19742 0.19270 -0.0728 0.0019 1.0000 23.500 1.1912 0.20509 0.20049 -0.0777 0.0020 1.0000 24.000 1.1905 0.21264 0.20815 -0.0826 0.0020 1.0000 24.500 1.1916 0.21985 0.21546 -0.0875 0.0020 1.0000 25.000 1.1954 0.22640 0.22209 -0.0922 0.0020 1.0000 25.500 1.2010 0.23248 0.22822 -0.0968 0.0021 1.0000 26.000 1.2093 0.23780 0.23359 -0.1011 0.0021 1.0000 26.500 1.2197 0.24250 0.23833 -0.1051 0.0022 1.0000 27.000 1.2327 0.24635 0.24220 -0.1087 0.0022 1.0000 27.500 1.2451 0.25030 0.24618 -0.1125 0.0022 1.0000 28.000 1.2644 0.25195 0.24779 -0.1149 0.0023 1.0000 28.500 1.2833 0.25359 0.24943 -0.1175 0.0023 1.0000 29.000 1.2923 0.25842 0.25434 -0.1221 0.0024 1.0000 29.500 1.2977 0.26450 0.26057 -0.1275 0.0025 1.0000 30.000 1.3054 0.26955 0.26574 -0.1325 0.0025 1.0000 30.500 1.3137 0.27439 0.27074 -0.1373 0.0027 1.0000 31.000 1.3197 0.27978 0.27630 -0.1426 0.0029 1.0000 31.500 1.3256 0.28494 0.28162 -0.1479 0.0030 1.0000 32.000 1.3312 0.28987 0.28668 -0.1531 0.0032 1.0000 32.500 1.3461 0.29130 0.28815 -0.1563 0.0034 1.0000 33.000 1.3404 0.30071 0.29777 -0.1644 0.0034 1.0000