XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 298 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5212 0.01355 0.00558 -0.0914 0.6005 0.1399 1.000 0.5791 0.01315 0.00513 -0.0912 0.5866 0.1453 1.500 0.6371 0.01292 0.00497 -0.0911 0.5700 0.1517 2.000 0.6947 0.01272 0.00479 -0.0909 0.5514 0.1580 2.500 0.7516 0.01265 0.00473 -0.0906 0.5268 0.1664 3.000 0.8081 0.01262 0.00473 -0.0903 0.4970 0.1792 3.500 0.8638 0.01261 0.00477 -0.0899 0.4509 0.2152 4.500 0.9564 0.01231 0.00550 -0.0858 0.3448 1.0000 5.000 1.0088 0.01311 0.00611 -0.0850 0.3261 1.0000 5.500 1.0598 0.01402 0.00683 -0.0841 0.3094 1.0000 6.000 1.1133 0.01456 0.00740 -0.0835 0.2971 1.0000 6.500 1.1634 0.01544 0.00818 -0.0825 0.2829 1.0000 7.000 1.2149 0.01598 0.00876 -0.0817 0.2686 1.0000 7.500 1.2641 0.01665 0.00941 -0.0805 0.2507 1.0000 8.000 1.3111 0.01739 0.01010 -0.0791 0.2293 1.0000 8.500 1.3535 0.01838 0.01095 -0.0772 0.2052 1.0000 9.000 1.3921 0.01958 0.01206 -0.0747 0.1833 1.0000 9.500 1.4248 0.02099 0.01340 -0.0715 0.1683 1.0000 10.000 1.4486 0.02266 0.01500 -0.0672 0.1581 1.0000 10.500 1.4765 0.02434 0.01674 -0.0640 0.1499 1.0000 11.000 1.5009 0.02644 0.01887 -0.0610 0.1433 1.0000 11.500 1.5257 0.02863 0.02112 -0.0585 0.1368 1.0000 12.000 1.5474 0.03120 0.02374 -0.0561 0.1316 1.0000 12.500 1.5709 0.03373 0.02641 -0.0541 0.1267 1.0000 13.000 1.5863 0.03705 0.02973 -0.0520 0.1222 1.0000 13.500 1.6074 0.04002 0.03293 -0.0507 0.1172 1.0000 14.000 1.6203 0.04382 0.03680 -0.0493 0.1126 1.0000 14.500 1.6338 0.04766 0.04082 -0.0482 0.1083 1.0000 15.000 1.6438 0.05201 0.04533 -0.0475 0.1036 1.0000 15.500 1.6503 0.05694 0.05041 -0.0470 0.0996 1.0000 16.000 1.6563 0.06231 0.05599 -0.0472 0.0940 1.0000 16.500 1.6595 0.06819 0.06208 -0.0477 0.0885 1.0000 17.000 1.6575 0.07496 0.06902 -0.0487 0.0814 1.0000 17.500 1.6497 0.08270 0.07693 -0.0502 0.0715 1.0000 18.000 1.6276 0.09269 0.08705 -0.0528 0.0609 1.0000 18.500 1.5940 0.10486 0.09936 -0.0568 0.0528 1.0000 19.000 1.5575 0.11804 0.11273 -0.0619 0.0489 1.0000 19.500 1.5212 0.13174 0.12664 -0.0680 0.0465 1.0000 20.000 1.4912 0.14460 0.13968 -0.0744 0.0448 1.0000 20.500 1.4681 0.15656 0.15181 -0.0810 0.0433 1.0000 21.000 1.4502 0.16780 0.16315 -0.0877 0.0419 1.0000 21.500 1.4433 0.17694 0.17238 -0.0934 0.0405 1.0000 22.000 1.4416 0.18511 0.18066 -0.0987 0.0392 1.0000 22.500 1.4439 0.19241 0.18802 -0.1036 0.0379 1.0000 23.000 1.4575 0.19683 0.19238 -0.1067 0.0368 1.0000 23.500 1.4628 0.20352 0.19921 -0.1115 0.0361 1.0000 24.000 1.4658 0.21077 0.20661 -0.1170 0.0351 1.0000 24.500 1.4729 0.21695 0.21287 -0.1219 0.0342 1.0000 25.000 1.4854 0.22151 0.21744 -0.1257 0.0332 1.0000 25.500 1.5009 0.22504 0.22099 -0.1288 0.0325 1.0000 26.000 1.4905 0.23591 0.23214 -0.1379 0.0319 1.0000 26.500 1.4710 0.24966 0.24621 -0.1494 0.0313 1.0000