XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 505 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.500 -0.3395 0.13126 0.12534 -0.0159 1.0000 0.1952 -8.250 -0.3551 0.13053 0.12469 -0.0150 1.0000 0.1995 -8.000 -0.3862 0.13135 0.12563 -0.0142 1.0000 0.2013 -7.750 -0.3704 0.12606 0.12036 -0.0127 1.0000 0.2046 -7.500 -0.3640 0.12312 0.11744 -0.0108 1.0000 0.2105 -7.250 -0.3797 0.12202 0.11642 -0.0094 1.0000 0.2154 -7.000 -0.4119 0.12217 0.11670 -0.0078 1.0000 0.2176 -6.750 -0.4524 0.12266 0.11731 -0.0059 1.0000 0.2184 -6.500 -0.4039 0.11537 0.10997 -0.0043 1.0000 0.2259 -6.250 -0.4199 0.11392 0.10859 -0.0021 1.0000 0.2303 -6.000 -0.4534 0.11349 0.10827 -0.0007 1.0000 0.2341 -5.750 -0.4735 0.11156 0.10639 -0.0008 1.0000 0.2365 -5.500 -0.4579 0.10736 0.10223 0.0026 1.0000 0.2410 -5.250 -0.4643 0.10512 0.10002 0.0039 1.0000 0.2473 -5.000 -0.4883 0.10395 0.09885 0.0013 1.0000 0.2532 -4.750 -0.4785 0.09986 0.09483 0.0051 1.0000 0.2570 -4.500 -0.4796 0.09739 0.09238 0.0062 1.0000 0.2645 -4.250 -0.4863 0.09487 0.08984 0.0049 1.0000 0.2716 -4.000 -0.4816 0.09193 0.08695 0.0076 1.0000 0.2779 -3.750 -0.4832 0.08952 0.08449 0.0062 1.0000 0.2888 -3.500 -0.4789 0.08687 0.08188 0.0085 1.0000 0.2981 -3.250 -0.4763 0.08415 0.07915 0.0089 1.0000 0.3090 -3.000 -0.4720 0.08181 0.07676 0.0087 1.0000 0.3232 -2.750 -0.4662 0.07969 0.07459 0.0087 1.0000 0.3385 -2.500 -0.4606 0.07695 0.07190 0.0109 1.0000 0.3480 -2.250 -0.4545 0.07456 0.06950 0.0117 1.0000 0.3628 -1.750 -0.3594 0.06190 0.05500 -0.0114 1.0000 0.1827 -1.500 -0.3456 0.05977 0.05271 -0.0111 1.0000 0.1798 -1.250 -0.2225 0.05586 0.04740 -0.0286 0.9442 0.1717 -1.000 -0.1654 0.05437 0.04540 -0.0335 0.9139 0.1803 -0.750 -0.1197 0.05331 0.04400 -0.0365 0.8919 0.1937 -0.500 -0.0835 0.05219 0.04256 -0.0377 0.8717 0.2117 -0.250 -0.0450 0.05160 0.04180 -0.0392 0.8531 0.2452 0.000 -0.0071 0.05143 0.04157 -0.0406 0.8350 0.2915 0.250 0.0311 0.05118 0.04122 -0.0421 0.8175 0.3348 0.500 0.0724 0.05058 0.04044 -0.0440 0.8007 0.3651 0.750 0.1248 0.05007 0.03967 -0.0480 0.7838 0.4014 1.000 0.1630 0.04970 0.03921 -0.0502 0.7644 0.4341 1.250 0.2110 0.04901 0.03865 -0.0538 0.7480 0.4771 1.500 0.2653 0.04745 0.03770 -0.0575 0.7358 0.5568 2.000 0.4092 0.04746 0.03795 -0.0737 0.7012 1.0000 2.250 0.4508 0.04715 0.03731 -0.0749 0.6894 1.0000 2.500 0.4726 0.04755 0.03751 -0.0739 0.6747 1.0000 2.750 0.4903 0.04823 0.03801 -0.0725 0.6605 1.0000 3.000 0.5040 0.04924 0.03888 -0.0709 0.6470 1.0000 3.250 0.5222 0.05006 0.03957 -0.0698 0.6352 1.0000 3.500 0.5646 0.04938 0.03871 -0.0706 0.6276 1.0000 3.750 0.5633 0.05154 0.04080 -0.0680 0.6145 1.0000 4.000 0.6164 0.05006 0.03916 -0.0695 0.6097 1.0000 4.500 0.5881 0.05690 0.04594 -0.0633 0.5851 1.0000 4.750 0.6310 0.05613 0.04505 -0.0638 0.5793 1.0000 5.000 0.5974 0.06147 0.05040 -0.0604 0.5685 1.0000 5.250 0.6361 0.06114 0.04999 -0.0607 0.5629 1.0000 5.500 0.6000 0.06686 0.05572 -0.0576 0.5538 1.0000 5.750 0.6301 0.06728 0.05608 -0.0575 0.5474 1.0000 6.000 0.6102 0.07191 0.06071 -0.0555 0.5408 1.0000 6.250 0.6074 0.07506 0.06385 -0.0544 0.5343 1.0000 6.500 0.6368 0.07566 0.06440 -0.0541 0.5274 1.0000 6.750 0.6072 0.08112 0.06989 -0.0525 0.5224 1.0000 7.000 0.6308 0.08224 0.07098 -0.0521 0.5151 1.0000 7.250 0.6260 0.08579 0.07453 -0.0512 0.5096 1.0000 7.500 0.6112 0.09020 0.07898 -0.0504 0.5060 1.0000 7.750 0.6145 0.09323 0.08201 -0.0500 0.5015 1.0000 8.000 0.6382 0.09482 0.08358 -0.0498 0.4949 1.0000 8.250 0.6293 0.09930 0.08808 -0.0497 0.4947 1.0000 8.500 0.6270 0.10339 0.09221 -0.0498 0.4952 1.0000 8.750 0.6353 0.10718 0.09603 -0.0503 0.4965 1.0000 9.000 0.5216 0.11991 0.10900 -0.0528 0.5896 1.0000 9.250 0.5383 0.12248 0.11156 -0.0530 0.5804 1.0000 9.500 0.5423 0.12498 0.11405 -0.0527 0.5741 1.0000 9.750 0.5593 0.12745 0.11652 -0.0529 0.5639 1.0000