XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 646 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 0.5300 0.01241 0.00501 -0.1202 0.6251 0.4044 0.500 0.5797 0.01243 0.00506 -0.1187 0.6137 0.4204 1.000 0.6366 0.01265 0.00519 -0.1188 0.6027 0.4392 1.500 0.6817 0.01259 0.00532 -0.1164 0.5921 0.4605 2.000 0.7333 0.01268 0.00546 -0.1153 0.5816 0.4878 2.500 0.7815 0.01278 0.00574 -0.1137 0.5713 0.5256 3.000 0.8248 0.01279 0.00599 -0.1109 0.5597 0.5852 3.500 0.8729 0.01299 0.00631 -0.1090 0.5481 0.6533 4.000 0.9065 0.01293 0.00646 -0.1042 0.5338 0.7086 4.500 0.9411 0.01291 0.00664 -0.0995 0.5189 0.7728 5.000 1.0282 0.01299 0.00701 -0.1059 0.5012 1.0000 5.500 1.0531 0.01322 0.00725 -0.0997 0.4854 1.0000 6.000 1.0820 0.01359 0.00756 -0.0945 0.4673 1.0000 6.500 1.1083 0.01405 0.00794 -0.0889 0.4457 1.0000 7.000 1.1317 0.01467 0.00846 -0.0832 0.4205 1.0000 7.500 1.1495 0.01559 0.00919 -0.0768 0.3908 1.0000 8.000 1.1690 0.01673 0.01018 -0.0713 0.3629 1.0000 8.500 1.1890 0.01808 0.01138 -0.0663 0.3374 1.0000 9.000 1.2134 0.01945 0.01268 -0.0622 0.3192 1.0000 9.500 1.2326 0.02112 0.01425 -0.0579 0.2964 1.0000 10.000 1.2545 0.02285 0.01592 -0.0543 0.2794 1.0000 10.500 1.2760 0.02472 0.01776 -0.0510 0.2634 1.0000 11.000 1.3036 0.02640 0.01951 -0.0485 0.2512 1.0000 11.500 1.3247 0.02858 0.02170 -0.0458 0.2380 1.0000 12.000 1.3406 0.03124 0.02435 -0.0431 0.2203 1.0000 12.500 1.3535 0.03437 0.02745 -0.0406 0.2013 1.0000 13.000 1.3636 0.03792 0.03099 -0.0384 0.1840 1.0000 13.500 1.3734 0.04174 0.03482 -0.0366 0.1700 1.0000 14.000 1.3827 0.04576 0.03888 -0.0351 0.1582 1.0000 14.500 1.3878 0.05035 0.04350 -0.0339 0.1438 1.0000 15.000 1.3892 0.05550 0.04866 -0.0330 0.1264 1.0000 15.500 1.3749 0.06243 0.05549 -0.0323 0.0969 1.0000 16.000 1.3629 0.06941 0.06245 -0.0320 0.0829 1.0000 16.500 1.3517 0.07651 0.06961 -0.0322 0.0743 1.0000 17.000 1.3443 0.08341 0.07663 -0.0327 0.0700 1.0000 17.500 1.3402 0.09003 0.08340 -0.0334 0.0662 1.0000 18.000 1.3285 0.09782 0.09133 -0.0347 0.0619 1.0000 18.500 1.3207 0.10527 0.09891 -0.0363 0.0570 1.0000 19.000 1.3132 0.11279 0.10659 -0.0383 0.0550 1.0000 19.500 1.3087 0.12002 0.11398 -0.0404 0.0527 1.0000 20.000 1.2999 0.12799 0.12207 -0.0433 0.0485 1.0000 20.500 1.2933 0.13570 0.12990 -0.0463 0.0448 1.0000 21.000 1.2899 0.14298 0.13732 -0.0495 0.0422 1.0000 21.500 1.2851 0.15055 0.14499 -0.0531 0.0389 1.0000 22.000 1.2794 0.15835 0.15287 -0.0571 0.0324 1.0000 22.500 1.2764 0.16573 0.16035 -0.0612 0.0290 1.0000 23.000 1.2733 0.17317 0.16788 -0.0655 0.0253 1.0000 23.500 1.2705 0.18067 0.17547 -0.0702 0.0214 1.0000 24.000 1.2455 0.19254 0.18727 -0.0779 0.0070 1.0000 24.500 1.2344 0.20209 0.19693 -0.0843 0.0052 1.0000 25.000 1.2260 0.21145 0.20646 -0.0909 0.0046 1.0000 25.500 1.2242 0.21941 0.21459 -0.0967 0.0046 1.0000 26.000 1.2123 0.23002 0.22540 -0.1044 0.0044 1.0000 26.500 1.2075 0.23913 0.23471 -0.1113 0.0046 1.0000 27.000 1.1923 0.25155 0.24735 -0.1203 0.0045 1.0000 27.500 1.1857 0.26201 0.25798 -0.1280 0.0045 1.0000 28.000 1.1830 0.27157 0.26768 -0.1352 0.0045 1.0000 28.500 1.1839 0.28010 0.27631 -0.1418 0.0045 1.0000 29.000 1.1896 0.28692 0.28321 -0.1475 0.0045 1.0000 29.500 1.1956 0.29360 0.28993 -0.1532 0.0043 1.0000 30.000 1.2045 0.29896 0.29533 -0.1582 0.0043 1.0000 30.500 1.2146 0.30370 0.30010 -0.1630 0.0043 1.0000 31.000 1.2254 0.30794 0.30439 -0.1675 0.0043 1.0000 31.500 1.2373 0.31145 0.30790 -0.1718 0.0042 1.0000 32.000 1.2497 0.31458 0.31105 -0.1759 0.0041 1.0000 32.500 1.2619 0.31753 0.31404 -0.1800 0.0041 1.0000 33.000 1.2742 0.32027 0.31680 -0.1840 0.0041 1.0000 33.500 1.2852 0.32338 0.31996 -0.1882 0.0041 1.0000 34.000 1.2948 0.32682 0.32345 -0.1928 0.0041 1.0000 34.500 1.3034 0.33046 0.32716 -0.1974 0.0041 1.0000 35.000 1.3060 0.33675 0.33360 -0.2035 0.0042 1.0000