XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 285 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.5289 0.00883 0.00320 -0.0788 0.5960 1.0000 1.500 0.5776 0.00909 0.00322 -0.0771 0.5619 1.0000 2.000 0.6258 0.00938 0.00327 -0.0754 0.5230 1.0000 2.500 0.6732 0.00976 0.00341 -0.0735 0.4849 1.0000 3.000 0.7201 0.01024 0.00363 -0.0716 0.4517 1.0000 3.500 0.7678 0.01073 0.00396 -0.0699 0.4225 1.0000 4.000 0.8156 0.01124 0.00432 -0.0682 0.3915 1.0000 4.500 0.8628 0.01181 0.00470 -0.0665 0.3597 1.0000 5.000 0.9105 0.01237 0.00512 -0.0650 0.3328 1.0000 5.500 0.9587 0.01290 0.00554 -0.0636 0.3085 1.0000 6.000 1.0047 0.01353 0.00596 -0.0620 0.2769 1.0000 6.500 1.0525 0.01411 0.00651 -0.0607 0.2605 1.0000 7.000 1.0974 0.01485 0.00710 -0.0590 0.2327 1.0000 7.500 1.1435 0.01552 0.00774 -0.0575 0.2153 1.0000 8.000 1.1894 0.01618 0.00840 -0.0560 0.1933 1.0000 8.500 1.2105 0.01870 0.01018 -0.0513 0.0813 1.0000 9.000 1.2333 0.02083 0.01202 -0.0468 0.0373 1.0000 9.500 1.2616 0.02219 0.01345 -0.0429 0.0331 1.0000 10.000 1.2883 0.02372 0.01509 -0.0391 0.0305 1.0000 10.500 1.3137 0.02542 0.01690 -0.0357 0.0269 1.0000 11.000 1.3382 0.02730 0.01891 -0.0327 0.0247 1.0000 11.500 1.3599 0.02954 0.02130 -0.0300 0.0228 1.0000 12.000 1.3803 0.03209 0.02400 -0.0277 0.0211 1.0000 12.500 1.3986 0.03502 0.02709 -0.0260 0.0179 1.0000 13.000 1.4124 0.03862 0.03086 -0.0246 0.0142 1.0000 13.500 1.4056 0.04472 0.03698 -0.0238 0.0045 1.0000 14.000 1.3982 0.05146 0.04398 -0.0239 0.0041 1.0000 14.500 1.3878 0.05903 0.05180 -0.0249 0.0039 1.0000 15.000 1.3742 0.06747 0.06050 -0.0266 0.0038 1.0000 15.500 1.3582 0.07671 0.07000 -0.0290 0.0037 1.0000 16.000 1.3405 0.08647 0.08002 -0.0319 0.0036 1.0000 16.500 1.3231 0.09639 0.09017 -0.0350 0.0036 1.0000 17.000 1.3076 0.10617 0.10018 -0.0382 0.0036 1.0000 18.000 1.2836 0.12509 0.11951 -0.0454 0.0035 1.0000 18.500 1.2748 0.13430 0.12892 -0.0493 0.0035 1.0000 19.000 1.2674 0.14338 0.13820 -0.0535 0.0035 1.0000 19.500 1.2607 0.15257 0.14760 -0.0582 0.0035 1.0000 20.000 1.2539 0.16204 0.15727 -0.0633 0.0035 1.0000 20.500 1.2459 0.17204 0.16748 -0.0692 0.0035 1.0000 21.000 1.2361 0.18279 0.17845 -0.0758 0.0035 1.0000 21.500 1.2230 0.19488 0.19077 -0.0836 0.0035 1.0000 22.000 1.2078 0.20835 0.20448 -0.0924 0.0036 1.0000 22.500 1.1889 0.22401 0.22039 -0.1027 0.0037 1.0000 23.000 1.1718 0.24045 0.23703 -0.1134 0.0038 1.0000 23.500 1.1709 0.25188 0.24857 -0.1211 0.0039 1.0000 24.000 1.1775 0.26056 0.25731 -0.1274 0.0039 1.0000 24.500 1.1869 0.26801 0.26482 -0.1332 0.0040 1.0000 25.000 1.1971 0.27516 0.27204 -0.1388 0.0040 1.0000 25.500 1.2066 0.28264 0.27960 -0.1446 0.0041 1.0000