XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 654 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 0.5334 0.01286 0.00423 -0.0914 0.5375 0.0781 0.500 0.5713 0.01121 0.00437 -0.0884 0.5261 0.6335 1.000 0.6875 0.01075 0.00449 -0.1002 0.5102 1.0000 1.500 0.7340 0.01099 0.00456 -0.0982 0.4960 1.0000 2.000 0.7803 0.01121 0.00465 -0.0962 0.4808 1.0000 2.500 0.8264 0.01146 0.00475 -0.0942 0.4648 1.0000 3.000 0.8721 0.01170 0.00490 -0.0921 0.4465 1.0000 3.500 0.9180 0.01201 0.00509 -0.0901 0.4284 1.0000 4.000 0.9635 0.01239 0.00533 -0.0881 0.4116 1.0000 4.500 1.0095 0.01283 0.00568 -0.0863 0.3960 1.0000 5.000 1.0552 0.01334 0.00609 -0.0845 0.3827 1.0000 5.500 1.1011 0.01390 0.00657 -0.0828 0.3713 1.0000 6.000 1.1415 0.01444 0.00700 -0.0802 0.3523 1.0000 6.500 1.1828 0.01503 0.00755 -0.0778 0.3381 1.0000 7.000 1.2194 0.01565 0.00809 -0.0747 0.3198 1.0000 7.500 1.2387 0.01642 0.00864 -0.0687 0.2801 1.0000 8.000 1.2697 0.01719 0.00935 -0.0649 0.2590 1.0000 8.500 1.2839 0.01876 0.01063 -0.0592 0.2041 1.0000 9.000 1.2933 0.02092 0.01252 -0.0537 0.1609 1.0000 9.500 1.2747 0.02520 0.01639 -0.0467 0.0979 1.0000 10.000 1.2448 0.03134 0.02227 -0.0413 0.0287 1.0000 10.500 1.2437 0.03602 0.02702 -0.0390 0.0058 1.0000 11.000 1.2566 0.03974 0.03090 -0.0379 0.0054 1.0000 11.500 1.2665 0.04396 0.03530 -0.0370 0.0053 1.0000 12.000 1.2743 0.04861 0.04013 -0.0366 0.0053 1.0000 12.500 1.2763 0.05418 0.04597 -0.0365 0.0050 1.0000 13.000 1.2763 0.06020 0.05222 -0.0367 0.0050 1.0000 13.500 1.2771 0.06630 0.05851 -0.0373 0.0051 1.0000 14.000 1.2686 0.07389 0.06636 -0.0384 0.0050 1.0000 14.500 1.2616 0.08155 0.07425 -0.0398 0.0050 1.0000 15.000 1.2513 0.09002 0.08296 -0.0417 0.0051 1.0000 15.500 1.2401 0.09890 0.09209 -0.0441 0.0051 1.0000 16.000 1.2290 0.10803 0.10145 -0.0468 0.0051 1.0000 16.500 1.2181 0.11730 0.11098 -0.0500 0.0052 1.0000 17.000 1.2044 0.12723 0.12115 -0.0538 0.0052 1.0000 17.500 1.1946 0.13667 0.13079 -0.0577 0.0053 1.0000 18.000 1.1843 0.14631 0.14063 -0.0621 0.0054 1.0000 18.500 1.1783 0.15523 0.14971 -0.0664 0.0055 1.0000 19.000 1.1768 0.16331 0.15793 -0.0705 0.0056 1.0000 19.500 1.1799 0.17035 0.16508 -0.0742 0.0058 1.0000 20.000 1.1884 0.17618 0.17099 -0.0775 0.0059 1.0000 20.500 1.2025 0.18061 0.17550 -0.0799 0.0062 1.0000 21.000 1.2194 0.18430 0.17928 -0.0820 0.0064 1.0000 21.500 1.2412 0.18651 0.18155 -0.0830 0.0068 1.0000 22.000 1.2603 0.18931 0.18444 -0.0846 0.0070 1.0000 22.500 1.2870 0.18986 0.18507 -0.0845 0.0076 1.0000 23.000 1.2963 0.19550 0.19087 -0.0885 0.0078 1.0000 23.500 1.3042 0.20177 0.19741 -0.0927 0.0086 1.0000 24.000 1.3081 0.20845 0.20450 -0.0969 0.0101 1.0000 24.500 1.3007 0.21768 0.21402 -0.1033 0.0110 1.0000 25.000 1.3116 0.22228 0.21876 -0.1066 0.0125 1.0000 25.500 1.2718 0.24284 0.23983 -0.1209 0.0138 1.0000