XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 612 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 0.5285 0.01152 0.00484 -0.1074 0.6771 0.4425 0.500 0.5823 0.01143 0.00478 -0.1066 0.6655 0.4849 1.000 0.6305 0.01128 0.00486 -0.1049 0.6541 0.5398 2.000 0.8195 0.01040 0.00497 -0.1202 0.6239 1.0000 2.500 0.8648 0.01056 0.00498 -0.1178 0.6075 1.0000 3.000 0.9085 0.01072 0.00499 -0.1150 0.5882 1.0000 3.500 0.9483 0.01091 0.00508 -0.1115 0.5641 1.0000 4.000 0.9836 0.01117 0.00525 -0.1071 0.5314 1.0000 4.500 1.0105 0.01165 0.00548 -0.1012 0.4847 1.0000 5.500 1.0356 0.01343 0.00659 -0.0847 0.3913 1.0000 6.000 1.0486 0.01455 0.00741 -0.0772 0.3502 1.0000 6.500 1.0781 0.01542 0.00819 -0.0729 0.3323 1.0000 7.000 1.0988 0.01661 0.00917 -0.0676 0.3021 1.0000 7.500 1.1310 0.01752 0.01006 -0.0642 0.2883 1.0000 8.000 1.1605 0.01863 0.01111 -0.0606 0.2760 1.0000 8.500 1.1874 0.01987 0.01227 -0.0570 0.2516 1.0000 9.000 1.2148 0.02124 0.01359 -0.0537 0.2347 1.0000 9.500 1.2388 0.02289 0.01515 -0.0504 0.2081 1.0000 10.000 1.2599 0.02487 0.01703 -0.0471 0.1856 1.0000 10.500 1.2788 0.02715 0.01920 -0.0440 0.1617 1.0000 11.000 1.2903 0.03012 0.02200 -0.0407 0.1332 1.0000 11.500 1.3059 0.03296 0.02479 -0.0381 0.1161 1.0000 12.000 1.3240 0.03576 0.02760 -0.0360 0.1048 1.0000 12.500 1.3201 0.04058 0.03219 -0.0332 0.0661 1.0000 13.000 1.2863 0.04865 0.04000 -0.0300 0.0102 1.0000 13.500 1.2905 0.05350 0.04497 -0.0288 0.0053 1.0000 14.000 1.2990 0.05809 0.04973 -0.0280 0.0049 1.0000 14.500 1.3051 0.06311 0.05493 -0.0276 0.0048 1.0000 15.000 1.3086 0.06865 0.06067 -0.0275 0.0047 1.0000 15.500 1.3075 0.07495 0.06719 -0.0278 0.0046 1.0000 16.000 1.3023 0.08206 0.07453 -0.0286 0.0045 1.0000 16.500 1.2945 0.08978 0.08248 -0.0300 0.0045 1.0000 17.000 1.2824 0.09835 0.09130 -0.0319 0.0044 1.0000 17.500 1.2669 0.10777 0.10097 -0.0346 0.0044 1.0000 18.000 1.2516 0.11727 0.11071 -0.0377 0.0044 1.0000 18.500 1.2356 0.12719 0.12087 -0.0413 0.0045 1.0000 19.000 1.2202 0.13716 0.13106 -0.0454 0.0045 1.0000 19.500 1.2053 0.14723 0.14135 -0.0499 0.0045 1.0000 20.000 1.1917 0.15735 0.15168 -0.0549 0.0045 1.0000 20.500 1.1796 0.16742 0.16195 -0.0601 0.0045 1.0000 21.000 1.1697 0.17717 0.17188 -0.0654 0.0045 1.0000 21.500 1.1615 0.18680 0.18168 -0.0710 0.0045 1.0000 22.000 1.1570 0.19576 0.19078 -0.0763 0.0045 1.0000 22.500 1.1560 0.20400 0.19914 -0.0814 0.0046 1.0000 23.000 1.1594 0.21124 0.20647 -0.0861 0.0046 1.0000 23.500 1.1655 0.21772 0.21303 -0.0905 0.0047 1.0000 24.000 1.1747 0.22330 0.21866 -0.0944 0.0047 1.0000 24.500 1.1865 0.22809 0.22347 -0.0980 0.0047 1.0000 25.000 1.2003 0.23218 0.22760 -0.1013 0.0047 1.0000 25.500 1.2150 0.23590 0.23135 -0.1044 0.0048 1.0000 26.000 1.2301 0.23943 0.23493 -0.1075 0.0049 1.0000 26.500 1.2438 0.24322 0.23878 -0.1108 0.0049 1.0000 27.000 1.2571 0.24703 0.24266 -0.1142 0.0050 1.0000 27.500 1.2700 0.25084 0.24655 -0.1177 0.0051 1.0000 28.000 1.2807 0.25518 0.25100 -0.1217 0.0051 1.0000 28.500 1.2894 0.26009 0.25602 -0.1261 0.0052 1.0000 29.000 1.2954 0.26565 0.26172 -0.1311 0.0053 1.0000 29.500 1.3012 0.27109 0.26728 -0.1361 0.0054 1.0000 30.000 1.2956 0.28149 0.27794 -0.1443 0.0055 1.0000