XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 624 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 0.5979 0.01036 0.00468 -0.0995 0.5836 0.9898 1.000 0.6675 0.01059 0.00464 -0.1026 0.5654 1.0000 1.500 0.7158 0.01081 0.00467 -0.1012 0.5490 1.0000 2.000 0.7648 0.01108 0.00481 -0.0999 0.5332 1.0000 2.500 0.8150 0.01143 0.00497 -0.0989 0.5193 1.0000 3.000 0.8661 0.01175 0.00519 -0.0981 0.5061 1.0000 3.500 0.9179 0.01217 0.00549 -0.0975 0.4943 1.0000 4.000 0.9697 0.01256 0.00579 -0.0970 0.4829 1.0000 4.500 1.0210 0.01300 0.00617 -0.0964 0.4705 1.0000 5.000 1.0717 0.01346 0.00650 -0.0956 0.4575 1.0000 5.500 1.1229 0.01394 0.00700 -0.0951 0.4478 1.0000 6.000 1.1698 0.01443 0.00735 -0.0938 0.4303 1.0000 6.500 1.2132 0.01485 0.00772 -0.0919 0.4117 1.0000 7.000 1.2525 0.01535 0.00816 -0.0894 0.3893 1.0000 7.500 1.2960 0.01586 0.00874 -0.0876 0.3758 1.0000 8.000 1.3339 0.01653 0.00939 -0.0850 0.3618 1.0000 8.500 1.3606 0.01736 0.01019 -0.0806 0.3362 1.0000 9.000 1.3895 0.01847 0.01126 -0.0772 0.3134 1.0000 9.500 1.4128 0.02003 0.01275 -0.0735 0.2870 1.0000 10.000 1.4230 0.02262 0.01512 -0.0689 0.2457 1.0000 10.500 1.4332 0.02560 0.01798 -0.0652 0.2149 1.0000 11.000 1.4424 0.02896 0.02125 -0.0619 0.1879 1.0000 11.500 1.4430 0.03324 0.02543 -0.0587 0.1603 1.0000 12.000 1.4461 0.03761 0.02978 -0.0562 0.1389 1.0000 12.500 1.4405 0.04310 0.03520 -0.0540 0.1089 1.0000 13.000 1.4210 0.05042 0.04241 -0.0520 0.0801 1.0000 13.500 1.4108 0.05722 0.04924 -0.0510 0.0626 1.0000 14.000 1.3675 0.06830 0.06017 -0.0504 0.0257 1.0000 14.500 1.3386 0.07834 0.07026 -0.0507 0.0049 1.0000 15.000 1.3359 0.08533 0.07743 -0.0514 0.0041 1.0000 15.500 1.3340 0.09229 0.08457 -0.0522 0.0038 1.0000 16.000 1.3318 0.09940 0.09188 -0.0533 0.0037 1.0000 16.500 1.3293 0.10666 0.09932 -0.0547 0.0036 1.0000 17.000 1.3269 0.11392 0.10678 -0.0563 0.0035 1.0000 17.500 1.3238 0.12143 0.11448 -0.0583 0.0035 1.0000 18.000 1.3206 0.12906 0.12231 -0.0606 0.0034 1.0000 18.500 1.3176 0.13673 0.13017 -0.0633 0.0034 1.0000 19.000 1.3150 0.14447 0.13810 -0.0663 0.0034 1.0000 19.500 1.3129 0.15225 0.14607 -0.0697 0.0034 1.0000 20.000 1.3107 0.16018 0.15419 -0.0735 0.0033 1.0000 20.500 1.3082 0.16824 0.16245 -0.0777 0.0033 1.0000 21.000 1.3053 0.17656 0.17096 -0.0824 0.0033 1.0000 21.500 1.3029 0.18494 0.17952 -0.0873 0.0034 1.0000 22.000 1.3001 0.19356 0.18834 -0.0928 0.0034 1.0000 22.500 1.2976 0.20228 0.19724 -0.0985 0.0034 1.0000 23.000 1.2950 0.21117 0.20630 -0.1046 0.0034 1.0000 23.500 1.2934 0.21999 0.21528 -0.1109 0.0034 1.0000 24.000 1.2928 0.22860 0.22405 -0.1172 0.0035 1.0000 24.500 1.2941 0.23682 0.23239 -0.1235 0.0035 1.0000 25.000 1.2983 0.24431 0.23999 -0.1294 0.0035 1.0000 25.500 1.3058 0.25083 0.24659 -0.1348 0.0036 1.0000 26.000 1.3158 0.25644 0.25225 -0.1398 0.0036 1.0000 26.500 1.3276 0.26143 0.25729 -0.1445 0.0036 1.0000 27.000 1.3405 0.26593 0.26183 -0.1490 0.0037 1.0000 27.500 1.3537 0.27017 0.26613 -0.1533 0.0037 1.0000 28.000 1.3669 0.27433 0.27036 -0.1578 0.0038 1.0000 28.500 1.3790 0.27871 0.27482 -0.1625 0.0038 1.0000 29.000 1.3903 0.28320 0.27940 -0.1674 0.0039 1.0000 29.500 1.3996 0.28822 0.28453 -0.1727 0.0039 1.0000 30.000 1.4069 0.29390 0.29034 -0.1786 0.0040 1.0000 30.500 1.4126 0.29999 0.29658 -0.1848 0.0041 1.0000 31.000 1.4165 0.30661 0.30333 -0.1915 0.0041 1.0000 31.500 1.4088 0.31936 0.31637 -0.2020 0.0043 1.0000