XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 648 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 0.4146 0.00958 0.00383 -0.0709 0.5907 0.7622 0.500 0.4569 0.00963 0.00392 -0.0672 0.5537 0.8350 1.000 0.5320 0.00996 0.00416 -0.0704 0.4980 0.9219 2.000 0.7093 0.01154 0.00489 -0.0843 0.3904 1.0000 2.500 0.7376 0.01200 0.00510 -0.0791 0.3714 1.0000 3.000 0.7752 0.01240 0.00537 -0.0755 0.3575 1.0000 3.500 0.8145 0.01294 0.00578 -0.0722 0.3456 1.0000 4.000 0.8557 0.01340 0.00616 -0.0693 0.3354 1.0000 4.500 0.8984 0.01409 0.00670 -0.0668 0.3250 1.0000 5.000 0.9401 0.01450 0.00714 -0.0640 0.3172 1.0000 5.500 0.9817 0.01509 0.00765 -0.0613 0.3084 1.0000 6.000 1.0258 0.01579 0.00831 -0.0592 0.3000 1.0000 6.500 1.0605 0.01618 0.00875 -0.0552 0.2909 1.0000 7.000 1.0829 0.01652 0.00902 -0.0490 0.2743 1.0000 7.500 1.1132 0.01704 0.00946 -0.0446 0.2621 1.0000 8.000 1.1448 0.01747 0.00992 -0.0406 0.2474 1.0000 8.500 1.1781 0.01819 0.01063 -0.0372 0.2376 1.0000 9.000 1.2115 0.01892 0.01137 -0.0340 0.2262 1.0000 9.500 1.2386 0.01991 0.01227 -0.0303 0.2058 1.0000 10.000 1.2694 0.02099 0.01336 -0.0273 0.1924 1.0000 10.500 1.2970 0.02232 0.01468 -0.0243 0.1782 1.0000 11.000 1.3171 0.02419 0.01647 -0.0209 0.1555 1.0000 11.500 1.3387 0.02616 0.01843 -0.0180 0.1416 1.0000 12.000 1.3557 0.02858 0.02084 -0.0152 0.1262 1.0000 12.500 1.3609 0.03210 0.02425 -0.0123 0.0989 1.0000 13.000 1.3368 0.03849 0.03041 -0.0092 0.0573 1.0000 13.500 1.3301 0.04404 0.03603 -0.0080 0.0465 1.0000 14.000 1.3295 0.04943 0.04157 -0.0076 0.0405 1.0000 14.500 1.3197 0.05625 0.04853 -0.0081 0.0322 1.0000 15.000 1.2859 0.06660 0.05898 -0.0100 0.0166 1.0000 15.500 1.2439 0.07893 0.07152 -0.0134 0.0053 1.0000 16.000 1.2114 0.09057 0.08342 -0.0170 0.0028 1.0000 16.500 1.1897 0.10087 0.09396 -0.0204 0.0026 1.0000 17.000 1.1704 0.11095 0.10425 -0.0239 0.0025 1.0000 17.500 1.1562 0.12032 0.11381 -0.0274 0.0025 1.0000 18.000 1.1424 0.12980 0.12348 -0.0312 0.0023 1.0000 18.500 1.1336 0.13861 0.13246 -0.0349 0.0023 1.0000 19.000 1.1263 0.14724 0.14126 -0.0389 0.0022 1.0000 19.500 1.1215 0.15558 0.14976 -0.0429 0.0021 1.0000 20.000 1.1190 0.16359 0.15792 -0.0471 0.0021 1.0000 20.500 1.1182 0.17138 0.16585 -0.0514 0.0021 1.0000 21.000 1.1180 0.17906 0.17369 -0.0558 0.0021 1.0000 21.500 1.1184 0.18675 0.18152 -0.0603 0.0021 1.0000 22.000 1.1175 0.19485 0.18978 -0.0654 0.0021 1.0000 22.500 1.1179 0.20277 0.19786 -0.0705 0.0021 1.0000 23.000 1.1168 0.21120 0.20644 -0.0760 0.0021 1.0000 23.500 1.1137 0.22036 0.21577 -0.0821 0.0021 1.0000 24.000 1.1095 0.23007 0.22565 -0.0886 0.0021 1.0000 24.500 1.1058 0.23988 0.23562 -0.0952 0.0021 1.0000 25.000 1.1038 0.24959 0.24548 -0.1019 0.0021 1.0000 25.500 1.1052 0.25836 0.25436 -0.1080 0.0022 1.0000 26.000 1.1104 0.26601 0.26210 -0.1136 0.0022 1.0000 26.500 1.1182 0.27268 0.26883 -0.1188 0.0022 1.0000 27.000 1.1285 0.27828 0.27448 -0.1235 0.0022 1.0000 27.500 1.1407 0.28297 0.27921 -0.1279 0.0022 1.0000 28.000 1.1548 0.28670 0.28296 -0.1319 0.0022 1.0000 28.500 1.1695 0.28996 0.28626 -0.1357 0.0023 1.0000 29.000 1.1854 0.29258 0.28889 -0.1392 0.0023 1.0000 29.500 1.1998 0.29564 0.29199 -0.1431 0.0023 1.0000 30.000 1.2143 0.29848 0.29487 -0.1469 0.0023 1.0000 30.500 1.2264 0.30214 0.29860 -0.1511 0.0024 1.0000 31.000 1.2375 0.30606 0.30259 -0.1556 0.0024 1.0000 31.500 1.2463 0.31073 0.30736 -0.1605 0.0025 1.0000 32.000 1.2526 0.31637 0.31312 -0.1660 0.0025 1.0000 32.500 1.2560 0.32306 0.31993 -0.1720 0.0026 1.0000 33.000 1.2566 0.33135 0.32837 -0.1788 0.0027 1.0000