XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 501 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.2682 0.12336 0.11662 -0.0417 0.9836 0.1442 -8.750 -0.2729 0.12177 0.11506 -0.0455 0.9770 0.1465 -8.500 -0.2745 0.11296 0.10617 -0.0519 0.9720 0.1054 -8.250 -0.2561 0.10941 0.10256 -0.0520 0.9680 0.1011 -8.000 -0.2518 0.10625 0.09941 -0.0539 0.9625 0.0998 -7.750 -0.2450 0.10296 0.09611 -0.0569 0.9580 0.0998 -7.500 -0.2488 0.10041 0.09359 -0.0572 0.9505 0.0990 -7.250 -0.2466 0.09719 0.09037 -0.0596 0.9449 0.0982 -7.000 -0.2532 0.09405 0.08727 -0.0608 0.9372 0.0966 -6.750 -0.2528 0.08877 0.08198 -0.0667 0.9302 0.0945 -6.500 -0.2535 0.08422 0.07742 -0.0707 0.9223 0.0939 -6.250 -0.2376 0.08170 0.07487 -0.0725 0.9162 0.0957 -6.000 -0.2239 0.07785 0.07096 -0.0766 0.9089 0.0970 -5.750 -0.2090 0.07254 0.06556 -0.0831 0.9009 0.0974 -5.500 -0.1850 0.06505 0.05785 -0.0937 0.8945 0.0974 -5.250 -0.1603 0.05818 0.05066 -0.1031 0.8869 0.0995 -5.000 -0.1127 0.04927 0.04091 -0.1179 0.8830 0.1031 -4.750 -0.0766 0.04460 0.03555 -0.1245 0.8776 0.1055 -4.500 -0.0503 0.04369 0.03460 -0.1252 0.8709 0.1086 -4.250 -0.0105 0.04164 0.03216 -0.1291 0.8667 0.1134 -4.000 0.0198 0.03953 0.02949 -0.1313 0.8601 0.1169 -3.750 0.0506 0.03861 0.02847 -0.1325 0.8540 0.1212 -3.500 0.0905 0.03750 0.02709 -0.1352 0.8500 0.1279 -3.250 0.1135 0.03663 0.02591 -0.1350 0.8415 0.1326 -3.000 0.1482 0.03597 0.02523 -0.1364 0.8360 0.1392 -2.750 0.1781 0.03530 0.02430 -0.1371 0.8293 0.1484 -2.500 0.2066 0.03483 0.02383 -0.1374 0.8219 0.1569 -2.250 0.2463 0.03406 0.02296 -0.1394 0.8176 0.1714 -2.000 0.2668 0.03389 0.02277 -0.1384 0.8076 0.1863 -1.750 0.3049 0.03334 0.02221 -0.1401 0.8025 0.2115 -1.500 0.3292 0.03333 0.02224 -0.1396 0.7933 0.2375 -1.250 0.3636 0.03309 0.02201 -0.1405 0.7868 0.2695 -1.000 0.3919 0.03312 0.02201 -0.1405 0.7790 0.2995 -0.750 0.4204 0.03315 0.02208 -0.1405 0.7708 0.3319 -0.500 0.4606 0.03277 0.02167 -0.1420 0.7668 0.3719 -0.250 0.4770 0.03308 0.02204 -0.1403 0.7547 0.3942 0.000 0.5166 0.03256 0.02147 -0.1416 0.7504 0.4245 0.250 0.5341 0.03286 0.02181 -0.1401 0.7386 0.4448 0.500 0.5722 0.03237 0.02131 -0.1411 0.7338 0.4737 0.750 0.5903 0.03271 0.02171 -0.1397 0.7225 0.4971 1.000 0.6260 0.03230 0.02135 -0.1404 0.7171 0.5319 1.250 0.6446 0.03263 0.02176 -0.1390 0.7063 0.5642 1.500 0.6773 0.03222 0.02148 -0.1392 0.7004 0.6131 2.000 0.7157 0.03154 0.02150 -0.1352 0.6833 1.0000 2.250 0.7366 0.03224 0.02200 -0.1346 0.6730 1.0000 2.500 0.7695 0.03230 0.02187 -0.1353 0.6667 1.0000 3.000 0.8183 0.03321 0.02254 -0.1345 0.6504 1.0000 3.500 0.8638 0.03430 0.02347 -0.1333 0.6345 1.0000 3.750 0.9020 0.03403 0.02311 -0.1343 0.6310 1.0000 4.000 0.9064 0.03560 0.02467 -0.1318 0.6193 1.0000 4.250 0.9433 0.03533 0.02433 -0.1326 0.6156 1.0000 4.500 0.9481 0.03695 0.02596 -0.1302 0.6045 1.0000 4.750 0.9841 0.03664 0.02563 -0.1307 0.6003 1.0000 5.000 0.9908 0.03819 0.02719 -0.1286 0.5900 1.0000 5.250 1.0263 0.03777 0.02675 -0.1289 0.5851 1.0000 5.500 1.0370 0.03903 0.02804 -0.1271 0.5755 1.0000 5.750 1.0693 0.03879 0.02780 -0.1271 0.5697 1.0000 6.000 1.0883 0.03951 0.02854 -0.1260 0.5620 1.0000 6.250 1.1106 0.03996 0.02904 -0.1251 0.5545 1.0000 6.500 1.1552 0.03896 0.02804 -0.1261 0.5505 1.0000 6.750 1.1494 0.04136 0.03054 -0.1230 0.5394 1.0000 7.000 1.1926 0.04037 0.02959 -0.1238 0.5347 1.0000 7.250 1.1894 0.04261 0.03192 -0.1209 0.5240 1.0000 7.500 1.2304 0.04169 0.03104 -0.1214 0.5183 1.0000 7.750 1.2290 0.04378 0.03323 -0.1186 0.5077 1.0000 8.000 1.2703 0.04274 0.03224 -0.1190 0.5009 1.0000 8.250 1.2652 0.04505 0.03467 -0.1160 0.4898 1.0000 8.500 1.3029 0.04434 0.03403 -0.1161 0.4834 1.0000 8.750 1.2913 0.04733 0.03718 -0.1130 0.4727 1.0000 9.000 1.3274 0.04664 0.03658 -0.1129 0.4660 1.0000 9.250 1.3122 0.04997 0.04007 -0.1098 0.4543 1.0000 9.500 1.3576 0.04831 0.03849 -0.1099 0.4476 1.0000 9.750 1.3351 0.05227 0.04262 -0.1066 0.4346 1.0000 10.000 1.3377 0.05421 0.04471 -0.1047 0.4235 1.0000 10.250 1.3672 0.05359 0.04419 -0.1038 0.4145 1.0000 10.500 1.3511 0.05736 0.04812 -0.1014 0.4009 1.0000 10.750 1.3477 0.06005 0.05095 -0.0997 0.3880 1.0000 11.000 1.3638 0.06051 0.05151 -0.0983 0.3762 1.0000 11.250 1.3823 0.06044 0.05153 -0.0967 0.3629 1.0000 11.500 1.3828 0.06244 0.05361 -0.0951 0.3475 1.0000 11.750 1.3806 0.06485 0.05611 -0.0936 0.3314 1.0000 12.000 1.3793 0.06730 0.05861 -0.0923 0.3154 1.0000 12.250 1.3787 0.06982 0.06118 -0.0913 0.2999 1.0000 12.500 1.3784 0.07248 0.06389 -0.0904 0.2851 1.0000 12.750 1.3786 0.07525 0.06672 -0.0897 0.2716 1.0000 13.000 1.3810 0.07786 0.06940 -0.0890 0.2596 1.0000 13.250 1.3870 0.07993 0.07149 -0.0883 0.2483 1.0000 13.500 1.3963 0.08147 0.07301 -0.0874 0.2374 1.0000 13.750 1.3987 0.08419 0.07578 -0.0870 0.2268 1.0000 14.000 1.3991 0.08732 0.07897 -0.0868 0.2166 1.0000 14.250 1.4056 0.08942 0.08107 -0.0862 0.2066 1.0000 14.500 1.4134 0.09129 0.08289 -0.0856 0.1966 1.0000 14.750 1.4110 0.09507 0.08679 -0.0858 0.1872 1.0000 15.000 1.4210 0.09668 0.08833 -0.0850 0.1780 1.0000 15.250 1.4195 0.10040 0.09218 -0.0853 0.1691 1.0000 15.500 1.4251 0.10293 0.09474 -0.0851 0.1609 1.0000 15.750 1.4215 0.10714 0.09912 -0.0858 0.1532 1.0000 16.000 1.4295 0.10934 0.10135 -0.0856 0.1462 1.0000 16.250 1.4140 0.11588 0.10820 -0.0878 0.1404 1.0000 16.500 1.4256 0.11723 0.10953 -0.0874 0.1339 1.0000 16.750 1.4034 0.12533 0.11794 -0.0909 0.1296 1.0000 17.000 1.3830 0.13334 0.12621 -0.0947 0.1252 1.0000 17.250 1.3992 0.13352 0.12633 -0.0939 0.1195 1.0000 17.500 1.3517 0.14811 0.14127 -0.1022 0.1169 1.0000