XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 561 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 0.4736 0.02753 0.02066 -0.0459 0.4589 0.0507 0.500 0.4773 0.02667 0.01952 -0.0360 0.4553 0.0543 1.000 0.4925 0.02602 0.01879 -0.0292 0.4509 0.0558 1.500 0.5117 0.02531 0.01783 -0.0228 0.4463 0.0603 2.000 0.5667 0.02360 0.01543 -0.0215 0.4409 0.0490 2.500 0.6300 0.02280 0.01458 -0.0245 0.4359 0.0460 3.000 0.6757 0.02283 0.01456 -0.0248 0.4307 0.0474 3.500 0.7333 0.02287 0.01458 -0.0275 0.4251 0.0504 4.000 0.7954 0.02301 0.01461 -0.0309 0.4187 0.0527 4.500 0.8505 0.02370 0.01541 -0.0343 0.4125 0.0565 5.000 0.8879 0.02467 0.01645 -0.0343 0.4061 0.0609 5.500 0.9252 0.02561 0.01735 -0.0341 0.3993 0.0678 6.500 0.9788 0.02880 0.02072 -0.0315 0.3864 0.1055 7.000 1.2758 0.03148 0.02521 -0.0852 0.3753 1.0000 7.500 1.2864 0.03423 0.02803 -0.0822 0.3696 1.0000 8.000 1.2985 0.03696 0.03071 -0.0796 0.3624 1.0000 8.500 1.3193 0.03909 0.03275 -0.0777 0.3559 1.0000 9.000 1.3211 0.04293 0.03670 -0.0749 0.3501 1.0000 9.500 1.3329 0.04605 0.03983 -0.0730 0.3448 1.0000 10.000 1.3533 0.04840 0.04208 -0.0716 0.3390 1.0000 10.500 1.3612 0.05202 0.04577 -0.0698 0.3344 1.0000 11.000 1.3575 0.05688 0.05075 -0.0677 0.3288 1.0000 11.500 1.3657 0.06065 0.05451 -0.0664 0.3234 1.0000 12.000 1.3985 0.06193 0.05568 -0.0661 0.3187 1.0000 12.500 1.3863 0.06790 0.06185 -0.0642 0.3148 1.0000 13.000 1.3791 0.07351 0.06758 -0.0628 0.3103 1.0000 13.500 1.3805 0.07828 0.07241 -0.0619 0.3060 1.0000 14.000 1.4058 0.08041 0.07449 -0.0619 0.3023 1.0000 14.500 1.4307 0.08249 0.07658 -0.0617 0.2985 1.0000 15.000 1.3458 0.09714 0.09162 -0.0587 0.2915 1.0000 15.500 1.3483 0.10204 0.09658 -0.0585 0.2875 1.0000 16.000 1.3678 0.10489 0.09944 -0.0588 0.2845 1.0000 16.500 1.4226 0.10341 0.09784 -0.0599 0.2808 1.0000 17.000 1.1828 0.13877 0.13383 -0.0560 0.2641 1.0000 17.500 1.2417 0.13633 0.13132 -0.0572 0.2624 1.0000 19.000 0.9456 0.20042 0.19604 -0.0641 0.2201 1.0000 19.500 0.9736 0.20163 0.19726 -0.0654 0.2182 1.0000 20.000 1.0072 0.20174 0.19738 -0.0665 0.2169 1.0000 20.500 1.0536 0.19934 0.19496 -0.0674 0.2157 1.0000 21.000 1.1014 0.19679 0.19240 -0.0683 0.2149 1.0000