XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 675 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 0.6817 0.01226 0.00497 -0.1433 0.7202 0.1721 0.500 0.7374 0.01171 0.00470 -0.1430 0.7036 0.2574 1.000 0.7886 0.01111 0.00468 -0.1422 0.6830 0.4559 1.500 0.8460 0.01005 0.00473 -0.1417 0.6583 1.0000 2.000 0.8940 0.01030 0.00478 -0.1399 0.6285 1.0000 2.500 0.9397 0.01068 0.00489 -0.1376 0.5912 1.0000 3.000 0.9825 0.01123 0.00515 -0.1350 0.5508 1.0000 3.500 1.0243 0.01190 0.00553 -0.1323 0.5174 1.0000 4.000 1.0672 0.01257 0.00600 -0.1299 0.4916 1.0000 4.500 1.1113 0.01330 0.00653 -0.1278 0.4724 1.0000 5.000 1.1556 0.01394 0.00709 -0.1258 0.4561 1.0000 5.500 1.1987 0.01461 0.00770 -0.1237 0.4413 1.0000 6.000 1.2409 0.01544 0.00836 -0.1215 0.4257 1.0000 6.500 1.2775 0.01607 0.00905 -0.1182 0.4120 1.0000 7.000 1.3186 0.01691 0.00981 -0.1160 0.3991 1.0000 7.500 1.3571 0.01764 0.01062 -0.1134 0.3882 1.0000 8.000 1.3957 0.01856 0.01149 -0.1109 0.3761 1.0000 8.500 1.4300 0.01942 0.01246 -0.1079 0.3644 1.0000 9.000 1.4633 0.02050 0.01353 -0.1049 0.3518 1.0000 9.500 1.4885 0.02182 0.01485 -0.1011 0.3346 1.0000 10.000 1.5138 0.02329 0.01637 -0.0976 0.3158 1.0000 10.500 1.5390 0.02497 0.01809 -0.0943 0.2971 1.0000 11.000 1.5615 0.02694 0.02008 -0.0910 0.2772 1.0000 11.500 1.5778 0.02944 0.02253 -0.0873 0.2534 1.0000 12.000 1.5870 0.03262 0.02563 -0.0834 0.2213 1.0000 12.500 1.5854 0.03696 0.02979 -0.0791 0.1825 1.0000 13.000 1.5732 0.04260 0.03523 -0.0749 0.1409 1.0000 13.500 1.5508 0.04976 0.04216 -0.0711 0.0945 1.0000 14.000 1.5268 0.05772 0.05002 -0.0683 0.0639 1.0000 14.500 1.5106 0.06540 0.05774 -0.0668 0.0488 1.0000 15.000 1.5001 0.07283 0.06529 -0.0661 0.0443 1.0000 15.500 1.4890 0.08067 0.07331 -0.0660 0.0420 1.0000 16.000 1.4742 0.08927 0.08211 -0.0665 0.0406 1.0000 16.500 1.4616 0.09782 0.09088 -0.0675 0.0394 1.0000 17.000 1.4495 0.10642 0.09968 -0.0689 0.0385 1.0000 17.500 1.4373 0.11511 0.10856 -0.0708 0.0375 1.0000 18.000 1.4245 0.12400 0.11759 -0.0731 0.0364 1.0000 18.500 1.4138 0.13255 0.12626 -0.0757 0.0354 1.0000 19.000 1.4137 0.13958 0.13345 -0.0781 0.0341 1.0000 19.500 1.4148 0.14636 0.14036 -0.0807 0.0332 1.0000 20.000 1.4174 0.15288 0.14697 -0.0834 0.0322 1.0000 20.500 1.4228 0.15873 0.15286 -0.0860 0.0314 1.0000 21.000 1.4308 0.16416 0.15838 -0.0886 0.0305 1.0000 21.500 1.4393 0.16967 0.16404 -0.0915 0.0297 1.0000 22.000 1.4471 0.17529 0.16978 -0.0947 0.0287 1.0000 22.500 1.4545 0.18091 0.17545 -0.0981 0.0274 1.0000 23.000 1.4649 0.18573 0.18034 -0.1012 0.0265 1.0000 23.500 1.4716 0.19171 0.18650 -0.1052 0.0258 1.0000 24.000 1.4781 0.19766 0.19262 -0.1095 0.0250 1.0000 24.500 1.4854 0.20333 0.19843 -0.1137 0.0242 1.0000 25.000 1.4915 0.20923 0.20442 -0.1183 0.0233 1.0000 25.500 1.4993 0.21456 0.20983 -0.1227 0.0226 1.0000 26.000 1.4989 0.22219 0.21774 -0.1289 0.0218 1.0000 26.500 1.5011 0.22910 0.22485 -0.1347 0.0211 1.0000 27.000 1.5033 0.23599 0.23192 -0.1407 0.0203 1.0000 27.500 1.5049 0.24306 0.23913 -0.1470 0.0195 1.0000 28.000 1.5057 0.25031 0.24652 -0.1536 0.0189 1.0000 28.500 1.4991 0.25972 0.25624 -0.1619 0.0181 1.0000 29.000 1.4896 0.27017 0.26698 -0.1711 0.0172 1.0000 30.500 1.3920 0.33910 0.33656 -0.2217 0.0066 1.0000 31.000 1.4044 0.34210 0.33958 -0.2263 0.0061 1.0000 31.500 1.4109 0.34970 0.34718 -0.2333 0.0054 1.0000 32.000 1.4107 0.37015 0.36754 -0.2452 0.0056 1.0000 32.500 1.4206 0.37623 0.37363 -0.2511 0.0059 1.0000