XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 265 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.6749 0.01224 0.00439 -0.1195 0.5769 0.0648 0.500 0.7305 0.01234 0.00439 -0.1190 0.5598 0.0778 1.000 0.7855 0.01299 0.00498 -0.1186 0.5421 0.0982 1.500 0.8404 0.01303 0.00495 -0.1182 0.5223 0.1130 2.000 0.8952 0.01292 0.00471 -0.1177 0.5016 0.1252 2.500 0.9496 0.01287 0.00459 -0.1172 0.4803 0.1383 3.000 1.0036 0.01285 0.00458 -0.1167 0.4595 0.1512 4.500 1.1613 0.01227 0.00527 -0.1149 0.4000 1.0000 5.000 1.2107 0.01282 0.00545 -0.1138 0.3522 1.0000 5.500 1.2589 0.01363 0.00595 -0.1127 0.3066 1.0000 6.000 1.3087 0.01430 0.00649 -0.1119 0.2812 1.0000 6.500 1.3561 0.01519 0.00714 -0.1108 0.2399 1.0000 7.000 1.3814 0.01846 0.00934 -0.1074 0.0988 1.0000 7.500 1.4048 0.02155 0.01188 -0.1035 0.0054 1.0000 8.000 1.4447 0.02272 0.01319 -0.1014 0.0048 1.0000 8.500 1.4813 0.02402 0.01465 -0.0989 0.0043 1.0000 9.000 1.5125 0.02542 0.01624 -0.0957 0.0043 1.0000 9.500 1.5374 0.02714 0.01815 -0.0920 0.0043 1.0000 10.000 1.5578 0.02944 0.02065 -0.0886 0.0044 1.0000 10.500 1.5734 0.03248 0.02392 -0.0858 0.0045 1.0000 11.000 1.5846 0.03638 0.02817 -0.0836 0.0047 1.0000 11.500 1.5909 0.04123 0.03331 -0.0823 0.0048 1.0000 12.000 1.5912 0.04708 0.03949 -0.0814 0.0049 1.0000 12.500 1.5847 0.05403 0.04676 -0.0811 0.0051 1.0000 13.000 1.5705 0.06222 0.05529 -0.0814 0.0052 1.0000 13.500 1.5509 0.07153 0.06492 -0.0823 0.0053 1.0000 14.000 1.5278 0.08191 0.07560 -0.0841 0.0054 1.0000 14.500 1.5029 0.09306 0.08704 -0.0866 0.0054 1.0000 15.000 1.4781 0.10457 0.09882 -0.0896 0.0055 1.0000 15.500 1.4552 0.11606 0.11055 -0.0930 0.0055 1.0000 16.000 1.4419 0.12605 0.12076 -0.0962 0.0057 1.0000 16.500 1.4346 0.13510 0.12998 -0.0993 0.0059 1.0000 17.000 1.4313 0.14342 0.13846 -0.1024 0.0061 1.0000 17.500 1.4326 0.15092 0.14618 -0.1054 0.0065 1.0000 18.000 1.4394 0.15719 0.15263 -0.1077 0.0071 1.0000 18.500 1.4521 0.16167 0.15732 -0.1085 0.0080 1.0000 19.000 1.4588 0.16754 0.16346 -0.1104 0.0090 1.0000 19.500 1.4579 0.17521 0.17142 -0.1139 0.0098 1.0000 20.000 1.4624 0.18203 0.17845 -0.1173 0.0106 1.0000 20.500 1.4575 0.19309 0.18986 -0.1250 0.0115 1.0000 21.000 1.4368 0.20882 0.20599 -0.1365 0.0121 1.0000 21.500 1.4142 0.22644 0.22392 -0.1499 0.0121 1.0000 22.000 1.3903 0.24683 0.24452 -0.1651 0.0118 1.0000 22.500 1.3530 0.28448 0.28206 -0.1877 0.0152 1.0000