XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 655 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 0.5989 0.00958 0.00378 -0.0993 0.5355 0.9973 1.000 0.6440 0.00995 0.00382 -0.0972 0.4950 1.0000 1.500 0.6816 0.01040 0.00396 -0.0936 0.4641 1.0000 2.000 0.7220 0.01083 0.00416 -0.0905 0.4405 1.0000 2.500 0.7643 0.01123 0.00439 -0.0877 0.4211 1.0000 3.000 0.8078 0.01164 0.00468 -0.0852 0.4057 1.0000 3.500 0.8511 0.01218 0.00504 -0.0828 0.3925 1.0000 4.000 0.8962 0.01252 0.00539 -0.0806 0.3815 1.0000 4.500 0.9361 0.01293 0.00567 -0.0775 0.3619 1.0000 5.000 0.9701 0.01335 0.00587 -0.0734 0.3305 1.0000 5.500 1.0069 0.01383 0.00621 -0.0699 0.3067 1.0000 6.000 1.0415 0.01437 0.00662 -0.0661 0.2814 1.0000 6.500 1.0757 0.01487 0.00706 -0.0621 0.2591 1.0000 7.000 1.0955 0.01598 0.00778 -0.0561 0.1966 1.0000 7.500 1.1154 0.01737 0.00890 -0.0506 0.1600 1.0000 8.000 1.1383 0.01873 0.01012 -0.0458 0.1337 1.0000 9.000 1.1360 0.02452 0.01526 -0.0322 0.0050 1.0000 9.500 1.1601 0.02625 0.01712 -0.0292 0.0045 1.0000 10.000 1.1820 0.02827 0.01927 -0.0264 0.0043 1.0000 10.500 1.2012 0.03066 0.02183 -0.0238 0.0043 1.0000 11.000 1.2171 0.03353 0.02489 -0.0215 0.0043 1.0000 11.500 1.2298 0.03691 0.02846 -0.0197 0.0043 1.0000 12.000 1.2384 0.04093 0.03270 -0.0183 0.0043 1.0000 12.500 1.2428 0.04565 0.03765 -0.0174 0.0044 1.0000 13.000 1.2424 0.05127 0.04351 -0.0171 0.0045 1.0000 13.500 1.2374 0.05781 0.05031 -0.0176 0.0045 1.0000 14.000 1.2269 0.06548 0.05824 -0.0188 0.0046 1.0000 14.500 1.2116 0.07422 0.06724 -0.0207 0.0047 1.0000 15.000 1.1923 0.08388 0.07717 -0.0233 0.0048 1.0000 15.500 1.1716 0.09413 0.08767 -0.0263 0.0048 1.0000 16.000 1.1503 0.10474 0.09851 -0.0298 0.0049 1.0000 16.500 1.1299 0.11556 0.10955 -0.0336 0.0050 1.0000 17.000 1.1101 0.12652 0.12071 -0.0379 0.0051 1.0000 17.500 1.0972 0.13655 0.13089 -0.0421 0.0051 1.0000 18.000 1.0884 0.14585 0.14031 -0.0462 0.0052 1.0000 18.500 1.0888 0.15314 0.14762 -0.0494 0.0053 1.0000 19.000 1.0965 0.15932 0.15387 -0.0523 0.0055 1.0000 19.500 1.1073 0.16493 0.15961 -0.0549 0.0057 1.0000 20.000 1.1232 0.16905 0.16378 -0.0568 0.0061 1.0000 20.500 1.1492 0.17036 0.16507 -0.0568 0.0066 1.0000 21.000 1.1797 0.17065 0.16532 -0.0562 0.0071 1.0000 21.500 1.1929 0.17564 0.17059 -0.0587 0.0078 1.0000 22.000 1.2330 0.17344 0.16838 -0.0559 0.0089 1.0000