XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 572 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 0.5423 0.01417 0.00550 -0.0656 0.4236 0.0123 0.500 0.5820 0.01420 0.00556 -0.0624 0.4172 0.0281 1.000 0.6210 0.01428 0.00563 -0.0591 0.4100 0.0386 1.500 0.6590 0.01451 0.00578 -0.0559 0.4014 0.0548 2.000 0.7002 0.01452 0.00603 -0.0536 0.3949 0.1244 3.500 1.1172 0.01485 0.00807 -0.1113 0.3663 1.0000 4.000 1.1454 0.01545 0.00854 -0.1068 0.3592 1.0000 4.500 1.1788 0.01589 0.00899 -0.1032 0.3542 1.0000 5.000 1.2100 0.01642 0.00951 -0.0995 0.3484 1.0000 5.500 1.2385 0.01713 0.01015 -0.0955 0.3426 1.0000 7.500 1.2858 0.02380 0.01636 -0.0745 0.2571 1.0000 8.000 1.2851 0.02713 0.01959 -0.0698 0.2356 1.0000 8.500 1.2721 0.03189 0.02426 -0.0652 0.2123 1.0000 9.000 1.2608 0.03707 0.02944 -0.0618 0.1936 1.0000 10.500 1.1111 0.06766 0.05997 -0.0528 0.0523 1.0000 11.000 1.0843 0.07671 0.06910 -0.0520 0.0045 1.0000 11.500 1.0836 0.08280 0.07532 -0.0517 0.0040 1.0000 12.000 1.0820 0.08909 0.08176 -0.0515 0.0040 1.0000 12.500 1.0789 0.09570 0.08853 -0.0515 0.0042 1.0000 13.000 1.0732 0.10283 0.09582 -0.0517 0.0042 1.0000 13.500 1.0663 0.11021 0.10336 -0.0521 0.0045 1.0000 14.000 1.0590 0.11777 0.11109 -0.0527 0.0049 1.0000 14.500 1.0506 0.12560 0.11911 -0.0536 0.0051 1.0000 15.000 1.0474 0.13269 0.12634 -0.0545 0.0056 1.0000 15.500 1.0428 0.14012 0.13393 -0.0557 0.0061 1.0000 16.000 1.0382 0.14759 0.14156 -0.0572 0.0064 1.0000 16.500 1.0420 0.15370 0.14779 -0.0585 0.0075 1.0000 17.000 1.0412 0.16061 0.15484 -0.0602 0.0080 1.0000 17.500 1.0429 0.16713 0.16148 -0.0620 0.0086 1.0000 18.000 1.0487 0.17299 0.16746 -0.0637 0.0100 1.0000 18.500 1.0556 0.17866 0.17325 -0.0654 0.0116 1.0000 19.000 1.0607 0.18449 0.17912 -0.0674 0.0127 1.0000 19.500 1.0741 0.18882 0.18353 -0.0688 0.0154 1.0000 20.000 1.0963 0.19145 0.18625 -0.0696 0.0191 1.0000 20.500 1.1327 0.19102 0.18585 -0.0691 0.0237 1.0000 21.000 1.2258 0.17823 0.17274 -0.0629 0.0248 1.0000 21.500 1.2517 0.17981 0.17448 -0.0632 0.0238 1.0000 22.000 1.2769 0.18018 0.17478 -0.0634 0.0168 1.0000