XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 533 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 0.5486 0.00928 0.00295 -0.1050 0.5500 0.5462 1.000 0.6557 0.00927 0.00321 -0.1032 0.5181 0.7025 1.500 0.7091 0.00931 0.00327 -0.1024 0.5010 0.7431 2.000 0.7619 0.00935 0.00335 -0.1015 0.4847 0.7805 2.500 0.8113 0.00928 0.00346 -0.0999 0.4682 0.8513 3.000 0.8760 0.00939 0.00359 -0.1016 0.4511 1.0000 3.500 0.9302 0.00973 0.00383 -0.1014 0.4362 1.0000 4.000 0.9836 0.01010 0.00410 -0.1009 0.4211 1.0000 4.500 1.0364 0.01049 0.00441 -0.1004 0.4080 1.0000 5.000 1.0886 0.01091 0.00476 -0.0998 0.3955 1.0000 5.500 1.1386 0.01133 0.00508 -0.0988 0.3733 1.0000 6.000 1.1895 0.01174 0.00550 -0.0980 0.3583 1.0000 6.500 1.2388 0.01222 0.00593 -0.0970 0.3422 1.0000 7.000 1.2852 0.01280 0.00641 -0.0955 0.3178 1.0000 7.500 1.3290 0.01351 0.00702 -0.0937 0.2856 1.0000 8.000 1.3655 0.01460 0.00785 -0.0909 0.2336 1.0000 9.000 1.3964 0.01841 0.01094 -0.0792 0.1301 1.0000 9.500 1.3749 0.02232 0.01435 -0.0699 0.0482 1.0000 10.000 1.3836 0.02507 0.01704 -0.0654 0.0278 1.0000 10.500 1.3782 0.02939 0.02132 -0.0613 0.0036 1.0000 11.000 1.3913 0.03280 0.02487 -0.0593 0.0030 1.0000 11.500 1.4021 0.03677 0.02900 -0.0580 0.0026 1.0000 12.000 1.4108 0.04122 0.03363 -0.0571 0.0024 1.0000 12.500 1.4172 0.04608 0.03866 -0.0565 0.0024 1.0000 13.000 1.4176 0.05181 0.04460 -0.0563 0.0022 1.0000 13.500 1.4173 0.05790 0.05091 -0.0565 0.0023 1.0000 14.000 1.4121 0.06498 0.05821 -0.0572 0.0022 1.0000 14.500 1.4050 0.07269 0.06616 -0.0585 0.0022 1.0000 15.000 1.3996 0.08052 0.07419 -0.0602 0.0022 1.0000 15.500 1.3919 0.08899 0.08288 -0.0624 0.0022 1.0000 16.000 1.3823 0.09801 0.09213 -0.0651 0.0022 1.0000 16.500 1.3728 0.10727 0.10162 -0.0682 0.0022 1.0000 17.000 1.3630 0.11677 0.11134 -0.0718 0.0022 1.0000 17.500 1.3571 0.12571 0.12049 -0.0754 0.0022 1.0000 18.000 1.3492 0.13520 0.13018 -0.0798 0.0022 1.0000 18.500 1.3424 0.14456 0.13973 -0.0844 0.0022 1.0000 19.000 1.3368 0.15378 0.14913 -0.0893 0.0022 1.0000 19.500 1.3309 0.16318 0.15869 -0.0946 0.0023 1.0000 20.000 1.3280 0.17198 0.16765 -0.0998 0.0023 1.0000 20.500 1.3254 0.18078 0.17660 -0.1054 0.0023 1.0000 21.000 1.3250 0.18916 0.18512 -0.1108 0.0023 1.0000 21.500 1.3262 0.19717 0.19325 -0.1163 0.0024 1.0000 22.000 1.3287 0.20485 0.20108 -0.1217 0.0024 1.0000 22.500 1.3322 0.21226 0.20862 -0.1270 0.0025 1.0000 23.000 1.3362 0.21952 0.21600 -0.1324 0.0025 1.0000 23.500 1.3416 0.22643 0.22305 -0.1377 0.0026 1.0000 24.000 1.3464 0.23338 0.23015 -0.1430 0.0027 1.0000 24.500 1.3501 0.24068 0.23760 -0.1488 0.0028 1.0000 25.000 1.3504 0.24906 0.24616 -0.1553 0.0029 1.0000 25.500 1.3471 0.25874 0.25605 -0.1628 0.0030 1.0000 26.000 1.3407 0.26984 0.26735 -0.1712 0.0032 1.0000 26.500 1.3283 0.28389 0.28161 -0.1811 0.0033 1.0000 27.000 1.3061 0.30502 0.30291 -0.1939 0.0037 1.0000