XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 593 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 0.4987 0.00718 0.00268 -0.0983 0.7013 0.9607 0.500 0.5891 0.00748 0.00278 -0.1054 0.6792 0.9860 1.000 0.6848 0.00765 0.00278 -0.1141 0.6543 1.0000 1.500 0.7248 0.00779 0.00278 -0.1108 0.6309 1.0000 2.000 0.7644 0.00797 0.00283 -0.1074 0.6058 1.0000 2.500 0.8032 0.00819 0.00293 -0.1038 0.5763 1.0000 3.000 0.8401 0.00849 0.00309 -0.0998 0.5406 1.0000 3.500 0.8750 0.00889 0.00331 -0.0954 0.4983 1.0000 4.000 0.8947 0.00981 0.00368 -0.0882 0.4056 1.0000 4.500 0.9306 0.01035 0.00406 -0.0842 0.3728 1.0000 5.000 0.9674 0.01087 0.00448 -0.0804 0.3477 1.0000 5.500 0.9978 0.01162 0.00494 -0.0756 0.2982 1.0000 6.000 1.0317 0.01224 0.00540 -0.0714 0.2674 1.0000 6.500 1.0636 0.01288 0.00589 -0.0670 0.2388 1.0000 7.000 1.0856 0.01406 0.00663 -0.0611 0.1694 1.0000 7.500 1.0855 0.01661 0.00844 -0.0521 0.0502 1.0000 8.000 1.1114 0.01791 0.00959 -0.0475 0.0241 1.0000 8.500 1.1363 0.01934 0.01096 -0.0430 0.0044 1.0000 9.000 1.1678 0.02041 0.01211 -0.0397 0.0042 1.0000 9.500 1.1972 0.02166 0.01347 -0.0363 0.0038 1.0000 10.000 1.2257 0.02303 0.01500 -0.0331 0.0036 1.0000 10.500 1.2520 0.02460 0.01672 -0.0300 0.0036 1.0000 11.000 1.2713 0.02677 0.01908 -0.0264 0.0031 1.0000 11.500 1.2866 0.02939 0.02190 -0.0230 0.0027 1.0000 12.000 1.2998 0.03237 0.02510 -0.0200 0.0026 1.0000 12.500 1.3092 0.03591 0.02887 -0.0173 0.0026 1.0000 13.000 1.3175 0.03982 0.03301 -0.0154 0.0027 1.0000 13.500 1.3161 0.04503 0.03849 -0.0138 0.0026 1.0000 14.000 1.3107 0.05113 0.04485 -0.0130 0.0025 1.0000 14.500 1.3040 0.05787 0.05184 -0.0131 0.0026 1.0000 15.000 1.2923 0.06569 0.05992 -0.0141 0.0026 1.0000 15.500 1.2781 0.07437 0.06885 -0.0159 0.0027 1.0000 16.000 1.2639 0.08350 0.07822 -0.0184 0.0028 1.0000 16.500 1.2468 0.09342 0.08838 -0.0215 0.0029 1.0000 17.000 1.2253 0.10428 0.09949 -0.0252 0.0029 1.0000 17.500 1.2079 0.11473 0.11017 -0.0291 0.0030 1.0000 18.000 1.1939 0.12470 0.12035 -0.0330 0.0032 1.0000 18.500 1.1871 0.13363 0.12949 -0.0371 0.0033 1.0000 19.000 1.1788 0.14290 0.13897 -0.0414 0.0034 1.0000 19.500 1.1705 0.15230 0.14861 -0.0460 0.0038 1.0000 20.000 1.1591 0.16267 0.15923 -0.0516 0.0040 1.0000 20.500 1.1469 0.17373 0.17052 -0.0582 0.0041 1.0000 21.000 1.1339 0.18555 0.18256 -0.0657 0.0042 1.0000 21.500 1.1146 0.19976 0.19701 -0.0747 0.0043 1.0000 22.000 1.1013 0.21342 0.21085 -0.0835 0.0042 1.0000 22.500 1.0876 0.22839 0.22595 -0.0928 0.0042 1.0000 23.000 1.0622 0.25074 0.24837 -0.1047 0.0046 1.0000