XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 57 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 0.4187 0.01172 0.00494 -0.0881 0.6804 0.0565 0.500 0.4713 0.01126 0.00420 -0.0867 0.6254 0.0587 1.000 0.5242 0.01095 0.00359 -0.0854 0.5737 0.0608 1.500 0.5764 0.01070 0.00318 -0.0842 0.5122 0.0653 2.000 0.6280 0.01080 0.00300 -0.0830 0.4402 0.0700 2.500 0.6793 0.01107 0.00303 -0.0818 0.3746 0.0781 3.000 0.7307 0.01147 0.00320 -0.0807 0.3084 0.0942 3.500 0.7804 0.01205 0.00353 -0.0795 0.2215 0.1458 5.000 0.9323 0.01215 0.00495 -0.0759 0.1764 1.0000 5.500 0.9840 0.01270 0.00547 -0.0748 0.1722 1.0000 6.000 1.0341 0.01341 0.00611 -0.0735 0.1680 1.0000 6.500 1.0853 0.01398 0.00670 -0.0724 0.1648 1.0000 7.000 1.1354 0.01464 0.00735 -0.0711 0.1618 1.0000 7.500 1.1845 0.01538 0.00811 -0.0697 0.1582 1.0000 8.000 1.2339 0.01602 0.00881 -0.0685 0.1545 1.0000 8.500 1.2820 0.01678 0.00961 -0.0670 0.1499 1.0000 9.000 1.3289 0.01756 0.01039 -0.0655 0.1437 1.0000 9.500 1.3769 0.01803 0.01099 -0.0641 0.1362 1.0000 10.000 1.4250 0.01845 0.01155 -0.0627 0.1275 1.0000 10.500 1.4768 0.01855 0.01180 -0.0618 0.1092 1.0000 11.000 1.5102 0.02032 0.01322 -0.0588 0.0657 1.0000 11.500 1.5372 0.02233 0.01530 -0.0548 0.0571 1.0000 12.000 1.5561 0.02440 0.01748 -0.0497 0.0509 1.0000 12.500 1.5781 0.02633 0.01956 -0.0455 0.0448 1.0000 13.000 1.5993 0.02844 0.02180 -0.0418 0.0386 1.0000 13.500 1.6136 0.03127 0.02474 -0.0383 0.0338 1.0000 14.000 1.6224 0.03487 0.02849 -0.0354 0.0300 1.0000 14.500 1.6260 0.03933 0.03315 -0.0334 0.0271 1.0000 15.000 1.6210 0.04524 0.03926 -0.0324 0.0247 1.0000 15.500 1.6097 0.05263 0.04691 -0.0330 0.0234 1.0000 16.000 1.5815 0.06309 0.05761 -0.0358 0.0225 1.0000 16.500 1.5547 0.07421 0.06904 -0.0395 0.0214 1.0000 17.000 1.5210 0.08716 0.08228 -0.0445 0.0207 1.0000 17.500 1.4796 0.10164 0.09703 -0.0505 0.0204 1.0000 18.000 1.4429 0.11578 0.11139 -0.0567 0.0200 1.0000 18.500 1.4100 0.12931 0.12505 -0.0628 0.0192 1.0000 19.000 1.3915 0.14057 0.13650 -0.0681 0.0187 1.0000 19.500 1.3710 0.15291 0.14900 -0.0747 0.0171 1.0000 20.000 1.3691 0.16084 0.15701 -0.0786 0.0170 1.0000 20.500 1.3642 0.16973 0.16600 -0.0835 0.0160 1.0000 21.000 1.3644 0.17755 0.17395 -0.0878 0.0156 1.0000 21.500 1.3578 0.18784 0.18435 -0.0944 0.0144 1.0000