XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 652 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 1.1034 0.01507 0.00853 -0.2602 0.6429 0.2051 0.500 1.1593 0.01521 0.00862 -0.2595 0.6298 0.2150 1.000 1.2172 0.01515 0.00847 -0.2593 0.6166 0.2249 1.500 1.2704 0.01534 0.00870 -0.2582 0.6030 0.2347 2.000 1.3272 0.01536 0.00856 -0.2579 0.5888 0.2447 2.500 1.3774 0.01560 0.00883 -0.2561 0.5717 0.2540 3.000 1.4275 0.01588 0.00904 -0.2544 0.5535 0.2636 3.500 1.4769 0.01608 0.00917 -0.2528 0.5341 0.2737 4.000 1.5209 0.01656 0.00959 -0.2500 0.5121 0.2834 4.500 1.5602 0.01714 0.01003 -0.2465 0.4858 0.2923 5.000 1.5928 0.01776 0.01058 -0.2420 0.4577 0.3025 5.500 1.6168 0.01873 0.01143 -0.2360 0.4319 0.3123 6.000 1.6440 0.01986 0.01241 -0.2309 0.4110 0.3215 6.500 1.6748 0.02098 0.01353 -0.2267 0.3955 0.3341 7.000 1.7039 0.02237 0.01481 -0.2224 0.3823 0.3464 7.500 1.7378 0.02356 0.01608 -0.2190 0.3722 0.3595 8.000 1.7716 0.02510 0.01748 -0.2157 0.3623 0.3741 8.500 1.8055 0.02636 0.01895 -0.2127 0.3555 0.3888 9.000 1.8379 0.02789 0.02054 -0.2095 0.3473 0.4043 9.500 1.8744 0.02950 0.02210 -0.2070 0.3386 0.4215 10.000 1.8998 0.03135 0.02419 -0.2034 0.3310 0.4368 10.500 1.9267 0.03340 0.02630 -0.2001 0.3223 0.4544 11.000 1.9569 0.03546 0.02843 -0.1974 0.3138 0.4745 11.500 1.9740 0.03815 0.03134 -0.1937 0.3049 0.4948 12.000 1.9982 0.04075 0.03393 -0.1908 0.2944 0.5213 12.500 2.0082 0.04425 0.03777 -0.1871 0.2852 0.5530 13.000 2.0203 0.04787 0.04149 -0.1839 0.2737 0.6255 13.500 2.0272 0.05191 0.04596 -0.1808 0.2619 1.0000 14.000 2.0326 0.05688 0.05097 -0.1782 0.2485 1.0000 14.500 2.0343 0.06259 0.05669 -0.1759 0.2343 1.0000 15.000 2.0335 0.06894 0.06305 -0.1741 0.2202 1.0000 15.500 2.0319 0.07572 0.06985 -0.1727 0.2069 1.0000 16.000 2.0276 0.08309 0.07725 -0.1718 0.1941 1.0000 16.500 2.0244 0.09052 0.08474 -0.1712 0.1832 1.0000 17.000 2.0213 0.09800 0.09225 -0.1710 0.1742 1.0000 17.500 2.0208 0.10517 0.09951 -0.1712 0.1662 1.0000 18.000 2.0200 0.11241 0.10685 -0.1717 0.1587 1.0000 18.500 2.0171 0.11997 0.11452 -0.1727 0.1513 1.0000 19.000 2.0155 0.12733 0.12203 -0.1740 0.1443 1.0000 19.500 2.0103 0.13524 0.13000 -0.1760 0.1367 1.0000 20.000 2.0060 0.14308 0.13805 -0.1784 0.1294 1.0000 20.500 1.9997 0.15108 0.14610 -0.1812 0.1224 1.0000 21.000 1.9923 0.15935 0.15451 -0.1847 0.1148 1.0000 21.500 1.9863 0.16726 0.16254 -0.1883 0.1080 1.0000 22.000 1.9798 0.17507 0.17037 -0.1922 0.1019 1.0000 22.500 1.9740 0.18277 0.17816 -0.1964 0.0959 1.0000 23.000 1.9707 0.18981 0.18527 -0.2003 0.0908 1.0000 23.500 1.9706 0.19606 0.19152 -0.2039 0.0861 1.0000 24.000 1.9678 0.20287 0.19845 -0.2082 0.0815 1.0000 24.500 1.9709 0.20816 0.20367 -0.2116 0.0770 1.0000 25.000 1.9662 0.21520 0.21092 -0.2164 0.0732 1.0000 25.500 1.9705 0.22010 0.21578 -0.2198 0.0698 1.0000 26.000 1.9663 0.22688 0.22274 -0.2249 0.0665 1.0000 26.500 1.9672 0.23241 0.22833 -0.2291 0.0636 1.0000 27.000 1.9665 0.23814 0.23415 -0.2336 0.0609 1.0000 27.500 1.9631 0.24445 0.24062 -0.2388 0.0584 1.0000 28.000 1.9690 0.24856 0.24468 -0.2423 0.0560 1.0000 28.500 1.9571 0.25652 0.25289 -0.2492 0.0538 1.0000 29.000 1.9515 0.26307 0.25956 -0.2551 0.0515 1.0000 29.500 1.9618 0.26578 0.26222 -0.2578 0.0500 1.0000 30.000 1.9403 0.27560 0.27235 -0.2668 0.0484 1.0000 30.500 1.9191 0.28545 0.28244 -0.2762 0.0465 1.0000 31.000 1.9202 0.28997 0.28702 -0.2808 0.0452 1.0000