XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 549 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 0.5265 0.00898 0.00317 -0.0902 0.5643 0.7231 1.500 0.7043 0.00873 0.00331 -0.1039 0.5438 1.0000 2.000 0.7531 0.00894 0.00339 -0.1025 0.5341 1.0000 2.500 0.8018 0.00904 0.00345 -0.1010 0.5231 1.0000 3.000 0.8507 0.00926 0.00357 -0.0996 0.5123 1.0000 3.500 0.8996 0.00940 0.00369 -0.0981 0.5002 1.0000 4.000 0.9476 0.00963 0.00387 -0.0966 0.4871 1.0000 4.500 0.9949 0.00989 0.00405 -0.0949 0.4727 1.0000 5.000 1.0411 0.01014 0.00427 -0.0931 0.4544 1.0000 5.500 1.0859 0.01047 0.00454 -0.0910 0.4343 1.0000 6.000 1.1303 0.01085 0.00490 -0.0889 0.4159 1.0000 6.500 1.1732 0.01129 0.00530 -0.0867 0.3975 1.0000 7.000 1.2140 0.01180 0.00576 -0.0840 0.3789 1.0000 7.500 1.2526 0.01236 0.00629 -0.0811 0.3622 1.0000 8.000 1.2879 0.01296 0.00687 -0.0776 0.3453 1.0000 8.500 1.3174 0.01356 0.00747 -0.0730 0.3272 1.0000 9.000 1.3461 0.01427 0.00820 -0.0685 0.3096 1.0000 9.500 1.3730 0.01511 0.00904 -0.0640 0.2911 1.0000 10.000 1.3987 0.01610 0.01006 -0.0597 0.2733 1.0000 10.500 1.4192 0.01742 0.01136 -0.0551 0.2505 1.0000 11.000 1.4322 0.01932 0.01319 -0.0502 0.2220 1.0000 11.500 1.4295 0.02250 0.01616 -0.0447 0.1751 1.0000 12.000 1.3961 0.02858 0.02184 -0.0386 0.1035 1.0000 12.500 1.3863 0.03377 0.02699 -0.0357 0.0801 1.0000 13.000 1.3852 0.03870 0.03198 -0.0340 0.0665 1.0000 13.500 1.3755 0.04476 0.03801 -0.0328 0.0426 1.0000 14.000 1.3594 0.05176 0.04501 -0.0319 0.0283 1.0000 14.500 1.3524 0.05807 0.05146 -0.0315 0.0245 1.0000 15.000 1.3439 0.06482 0.05836 -0.0315 0.0223 1.0000 15.500 1.3383 0.07144 0.06515 -0.0317 0.0208 1.0000 16.000 1.3288 0.07880 0.07268 -0.0324 0.0193 1.0000 16.500 1.3192 0.08634 0.08039 -0.0334 0.0182 1.0000 17.000 1.3129 0.09363 0.08785 -0.0346 0.0170 1.0000 17.500 1.3020 0.10175 0.09613 -0.0364 0.0162 1.0000 18.000 1.2878 0.11060 0.10514 -0.0387 0.0158 1.0000 18.500 1.2891 0.11722 0.11194 -0.0406 0.0146 1.0000 19.000 1.2813 0.12536 0.12023 -0.0433 0.0144 1.0000 19.500 1.2791 0.13277 0.12778 -0.0462 0.0134 1.0000 20.000 1.2785 0.13997 0.13513 -0.0492 0.0125 1.0000 20.500 1.2838 0.14616 0.14148 -0.0520 0.0112 1.0000 21.000 1.2821 0.15362 0.14907 -0.0556 0.0107 1.0000 21.500 1.2864 0.16006 0.15567 -0.0590 0.0092 1.0000 22.000 1.2876 0.16706 0.16277 -0.0629 0.0082 1.0000 22.500 1.2841 0.17496 0.17080 -0.0675 0.0073 1.0000 23.000 1.2747 0.18407 0.18000 -0.0730 0.0065 1.0000 23.500 1.2719 0.19195 0.18807 -0.0779 0.0059 1.0000 24.000 1.2684 0.20005 0.19634 -0.0832 0.0052 1.0000 24.500 1.2648 0.20827 0.20470 -0.0888 0.0048 1.0000 25.000 1.2600 0.21682 0.21337 -0.0947 0.0046 1.0000 25.500 1.2569 0.22507 0.22176 -0.1005 0.0044 1.0000 26.000 1.2549 0.23314 0.22999 -0.1064 0.0043 1.0000 26.500 1.2506 0.24197 0.23900 -0.1128 0.0042 1.0000 27.000 1.2457 0.25125 0.24844 -0.1196 0.0042 1.0000 27.500 1.2351 0.26297 0.26037 -0.1279 0.0041 1.0000