XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 55 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 0.1845 0.01114 0.00272 -0.0286 0.3634 0.0608 0.500 0.2426 0.01088 0.00257 -0.0286 0.3405 0.1181 1.000 0.3009 0.00942 0.00266 -0.0297 0.3262 0.6404 1.500 0.3502 0.00854 0.00253 -0.0273 0.3132 1.0000 2.000 0.4078 0.00873 0.00259 -0.0271 0.2989 1.0000 2.500 0.4654 0.00888 0.00264 -0.0269 0.2780 1.0000 3.000 0.5228 0.00906 0.00272 -0.0267 0.2460 1.0000 3.500 0.5791 0.01006 0.00308 -0.0269 0.1212 1.0000 4.000 0.6355 0.01122 0.00379 -0.0270 0.0471 1.0000 4.500 0.6920 0.01192 0.00447 -0.0269 0.0385 1.0000 5.000 0.7482 0.01261 0.00519 -0.0268 0.0322 1.0000 5.500 0.8041 0.01327 0.00587 -0.0266 0.0285 1.0000 6.000 0.8593 0.01424 0.00687 -0.0265 0.0245 1.0000 6.500 0.9151 0.01438 0.00699 -0.0263 0.0210 1.0000 7.000 0.9702 0.01498 0.00757 -0.0261 0.0170 1.0000 7.500 1.0249 0.01571 0.00835 -0.0258 0.0142 1.0000 8.000 1.0779 0.01694 0.00952 -0.0256 0.0030 1.0000 8.500 1.1309 0.01806 0.01083 -0.0252 0.0027 1.0000 9.000 1.1824 0.01942 0.01239 -0.0247 0.0026 1.0000 9.500 1.2323 0.02104 0.01424 -0.0241 0.0026 1.0000 10.000 1.2803 0.02286 0.01632 -0.0234 0.0026 1.0000 10.500 1.3263 0.02488 0.01868 -0.0225 0.0026 1.0000 11.000 1.3695 0.02716 0.02132 -0.0216 0.0026 1.0000 11.500 1.4083 0.02990 0.02445 -0.0205 0.0026 1.0000 12.000 1.4401 0.03334 0.02834 -0.0193 0.0026 1.0000 12.500 1.4598 0.03790 0.03337 -0.0182 0.0027 1.0000 13.000 1.4513 0.04490 0.04088 -0.0182 0.0027 1.0000 13.500 1.4009 0.06648 0.06292 -0.0380 0.0027 1.0000 14.000 1.3369 0.08570 0.08238 -0.0492 0.0027 1.0000 14.500 1.2715 0.10572 0.10262 -0.0597 0.0027 1.0000 15.000 1.1990 0.12996 0.12711 -0.0722 0.0027 1.0000 15.500 1.0566 0.17971 0.17707 -0.0994 0.0028 1.0000 16.000 1.0584 0.19075 0.18817 -0.1057 0.0029 1.0000 16.500 1.0654 0.20025 0.19772 -0.1113 0.0029 1.0000 17.000 1.0745 0.20916 0.20669 -0.1166 0.0029 1.0000 17.500 1.0845 0.21794 0.21552 -0.1220 0.0030 1.0000 18.000 1.0948 0.22695 0.22461 -0.1277 0.0031 1.0000 18.500 1.1056 0.23604 0.23375 -0.1335 0.0032 1.0000 19.000 1.1159 0.24604 0.24377 -0.1397 0.0034 1.0000 19.500 1.1218 0.26259 0.26025 -0.1483 0.0045 1.0000 20.000 1.1362 0.27128 0.26897 -0.1538 0.0052 1.0000 20.500 0.8046 0.24741 0.24534 -0.1002 0.0050 1.0000 21.000 0.8076 0.25419 0.25213 -0.1024 0.0057 1.0000