XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 502 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 = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.3177 0.13854 0.13217 -0.0147 1.0000 0.2340 -8.000 -0.3515 0.14072 0.13447 -0.0137 1.0000 0.2370 -7.750 -0.3628 0.13911 0.13295 -0.0126 1.0000 0.2383 -7.500 -0.3401 0.13407 0.12791 -0.0110 1.0000 0.2413 -7.250 -0.3369 0.13201 0.12589 -0.0093 1.0000 0.2453 -7.000 -0.3441 0.13093 0.12487 -0.0079 1.0000 0.2503 -6.750 -0.3717 0.13177 0.12582 -0.0066 1.0000 0.2549 -6.500 -0.4152 0.13386 0.12804 -0.0045 1.0000 0.2563 -6.250 -0.3801 0.12739 0.12157 -0.0038 1.0000 0.2599 -6.000 -0.3724 0.12509 0.11930 -0.0024 0.9997 0.2652 -5.750 -0.3771 0.12456 0.11879 -0.0061 0.9916 0.2741 -5.500 -0.4296 0.12701 0.12135 -0.0061 0.9874 0.2761 -5.250 -0.3360 0.11755 0.11176 -0.0123 0.9733 0.2838 -5.000 -0.3344 0.11608 0.11030 -0.0136 0.9652 0.2910 -4.750 -0.3880 0.11818 0.11251 -0.0149 0.9607 0.2962 -4.500 -0.3452 0.11233 0.10663 -0.0152 0.9506 0.3000 -4.250 -0.3268 0.10974 0.10404 -0.0157 0.9421 0.3077 -4.000 -0.3533 0.10988 0.10421 -0.0222 0.9376 0.3173 -3.750 -0.3359 0.10593 0.10029 -0.0177 0.9291 0.3208 -3.500 -0.3122 0.10336 0.09768 -0.0195 0.9212 0.3290 -3.250 -0.3047 0.08169 0.07534 -0.0586 0.9254 0.2002 -3.000 -0.2794 0.07764 0.07117 -0.0630 0.9166 0.1959 -2.750 -0.2357 0.07073 0.06386 -0.0749 0.9089 0.1941 -2.500 -0.1840 0.06406 0.05653 -0.0868 0.8993 0.1970 -2.250 -0.1430 0.06015 0.05204 -0.0937 0.8918 0.2044 -2.000 -0.1083 0.05940 0.05108 -0.0964 0.8825 0.2160 -1.750 -0.0883 0.05879 0.05040 -0.0968 0.8760 0.2258 -1.500 -0.0425 0.05854 0.04993 -0.1004 0.8667 0.2518 -1.250 -0.0352 0.05860 0.05002 -0.0985 0.8619 0.2678 -1.000 -0.0122 0.05862 0.04986 -0.0990 0.8556 0.2984 -0.750 -0.0717 0.05980 0.05121 -0.0908 0.9177 0.2809 -0.500 -0.0389 0.06084 0.05217 -0.0922 0.9066 0.3147 -0.250 -0.0148 0.06138 0.05265 -0.0924 0.8919 0.3394 0.000 0.0788 0.06239 0.05369 -0.0978 0.8301 0.3982 0.250 0.0818 0.06305 0.05445 -0.0955 0.8282 0.4102 0.500 0.0953 0.06378 0.05506 -0.0954 0.8276 0.4246 0.750 0.1094 0.06466 0.05587 -0.0951 0.8279 0.4368 1.000 0.1300 0.06579 0.05694 -0.0959 0.8298 0.4492 1.250 0.0550 0.06700 0.05829 -0.0870 0.9074 0.4393 1.500 0.0791 0.06840 0.05965 -0.0880 0.9034 0.4526 1.750 0.0937 0.06844 0.05956 -0.0879 0.8946 0.4644 2.000 0.1263 0.07019 0.06116 -0.0903 0.8882 0.4822 2.250 0.1443 0.07140 0.06237 -0.0905 0.8844 0.4958 2.500 0.1611 0.07181 0.06274 -0.0905 0.8742 0.5104 2.750 0.2002 0.07450 0.06531 -0.0938 0.8681 0.5334 3.000 0.2062 0.07469 0.06547 -0.0926 0.8625 0.5470 3.250 0.2327 0.07611 0.06686 -0.0939 0.8530 0.5696 3.500 0.2657 0.07882 0.06953 -0.0963 0.8482 0.5975 3.750 0.2723 0.07879 0.06957 -0.0951 0.8378 0.6170 4.000 0.3070 0.08124 0.07211 -0.0976 0.8318 0.6545 4.250 0.3149 0.08190 0.07291 -0.0967 0.8242 0.6853 4.500 0.3429 0.08327 0.07469 -0.0979 0.8153 0.7562 4.750 0.3582 0.08417 0.07584 -0.0986 0.8083 1.0000 5.000 0.3863 0.08626 0.07757 -0.1015 0.7978 1.0000 5.250 0.4167 0.08958 0.08058 -0.1041 0.7924 1.0000 5.500 0.4262 0.09043 0.08130 -0.1035 0.7801 1.0000 5.750 0.4655 0.09471 0.08535 -0.1067 0.7752 1.0000 6.000 0.4585 0.09453 0.08514 -0.1042 0.7638 1.0000 6.250 0.4952 0.09833 0.08880 -0.1068 0.7572 1.0000 6.500 0.4912 0.09885 0.08929 -0.1049 0.7467 1.0000 6.750 0.5224 0.10212 0.09246 -0.1067 0.7393 1.0000 7.000 0.5234 0.10344 0.09377 -0.1055 0.7303 1.0000 7.250 0.5507 0.10630 0.09657 -0.1069 0.7208 1.0000 7.500 0.5570 0.10837 0.09861 -0.1064 0.7134 1.0000 7.750 0.5796 0.11081 0.10102 -0.1072 0.7017 1.0000 8.000 0.5865 0.11298 0.10319 -0.1068 0.6931 1.0000 8.250 0.6136 0.11587 0.10606 -0.1080 0.6811 1.0000 8.500 0.6139 0.11746 0.10767 -0.1070 0.6698 1.0000 8.750 0.6568 0.12214 0.11233 -0.1095 0.6597 1.0000 9.000 0.6467 0.12246 0.11269 -0.1078 0.6458 1.0000 9.250 0.6606 0.12539 0.11564 -0.1081 0.6356 1.0000 9.500 0.6932 0.12899 0.11925 -0.1095 0.6222 1.0000 9.750 0.6884 0.13018 0.12047 -0.1085 0.6079 1.0000 10.000 0.6981 0.13301 0.12334 -0.1088 0.5967 1.0000 10.250 0.7380 0.13764 0.12799 -0.1104 0.5839 1.0000 10.500 0.7334 0.13861 0.12901 -0.1097 0.5685 1.0000 10.750 0.7334 0.14101 0.13145 -0.1096 0.5568 1.0000 11.000 0.7667 0.14553 0.13600 -0.1109 0.5465 1.0000 11.250 0.7650 0.14684 0.13735 -0.1105 0.5321 1.0000 11.500 0.7702 0.15008 0.14061 -0.1111 0.5247 1.0000 11.750 0.7917 0.15309 0.14366 -0.1116 0.5120 1.0000 12.000 0.7876 0.15559 0.14620 -0.1120 0.5046 1.0000 12.250 0.8090 0.15878 0.14944 -0.1125 0.4937 1.0000 12.500 0.8140 0.16225 0.15294 -0.1134 0.4889 1.0000 12.750 0.8192 0.16411 0.15484 -0.1137 0.4773 1.0000 13.000 0.8455 0.16929 0.16006 -0.1147 0.4720 1.0000 13.250 0.8319 0.16982 0.16062 -0.1153 0.4630 1.0000 13.500 0.8646 0.17481 0.16569 -0.1158 0.4550 1.0000