XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 685 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 0.4572 0.01125 0.00387 -0.1026 0.6513 0.3140 0.500 0.5089 0.01124 0.00378 -0.1013 0.6201 0.3282 1.000 0.5601 0.01133 0.00378 -0.1000 0.5883 0.3426 1.500 0.6107 0.01142 0.00378 -0.0986 0.5589 0.3566 2.000 0.6615 0.01161 0.00387 -0.0973 0.5328 0.3720 3.000 0.7629 0.01194 0.00422 -0.0949 0.4900 0.4105 3.500 0.8138 0.01204 0.00449 -0.0938 0.4745 0.4424 4.000 0.8595 0.01178 0.00486 -0.0917 0.4603 0.6304 4.500 0.9260 0.01155 0.00511 -0.0937 0.4273 1.0000 5.000 0.9718 0.01198 0.00539 -0.0916 0.4028 1.0000 5.500 1.0141 0.01249 0.00571 -0.0889 0.3712 1.0000 6.000 1.0546 0.01304 0.00609 -0.0859 0.3285 1.0000 6.500 1.0934 0.01374 0.00660 -0.0828 0.2839 1.0000 7.000 1.1133 0.01536 0.00764 -0.0769 0.1917 1.0000 7.500 1.1317 0.01684 0.00884 -0.0707 0.1507 1.0000 8.000 1.1497 0.01840 0.01008 -0.0648 0.0864 1.0000 8.500 1.1657 0.02014 0.01171 -0.0590 0.0625 1.0000 9.000 1.1895 0.02159 0.01315 -0.0547 0.0471 1.0000 9.500 1.2085 0.02341 0.01491 -0.0502 0.0329 1.0000 10.000 1.2302 0.02520 0.01674 -0.0465 0.0278 1.0000 10.500 1.2509 0.02718 0.01881 -0.0431 0.0248 1.0000 11.000 1.2702 0.02941 0.02114 -0.0400 0.0216 1.0000 11.500 1.2861 0.03210 0.02392 -0.0372 0.0157 1.0000 12.000 1.2852 0.03647 0.02830 -0.0343 0.0049 1.0000 12.500 1.2912 0.04065 0.03266 -0.0324 0.0044 1.0000 13.000 1.2953 0.04535 0.03753 -0.0311 0.0041 1.0000 13.500 1.2991 0.05040 0.04279 -0.0304 0.0040 1.0000 14.000 1.2992 0.05621 0.04881 -0.0303 0.0039 1.0000 14.500 1.2987 0.06243 0.05523 -0.0308 0.0038 1.0000 15.000 1.2966 0.06916 0.06218 -0.0317 0.0038 1.0000 15.500 1.2938 0.07629 0.06953 -0.0331 0.0038 1.0000 16.000 1.2899 0.08384 0.07730 -0.0349 0.0038 1.0000 16.500 1.2855 0.09171 0.08539 -0.0372 0.0037 1.0000 17.000 1.2806 0.09987 0.09377 -0.0398 0.0037 1.0000 17.500 1.2758 0.10826 0.10238 -0.0428 0.0037 1.0000 18.000 1.2691 0.11718 0.11153 -0.0464 0.0037 1.0000 18.500 1.2617 0.12645 0.12103 -0.0505 0.0037 1.0000 19.000 1.2541 0.13595 0.13076 -0.0551 0.0037 1.0000 19.500 1.2447 0.14600 0.14104 -0.0603 0.0037 1.0000 20.000 1.2339 0.15659 0.15186 -0.0661 0.0038 1.0000 20.500 1.2230 0.16738 0.16287 -0.0724 0.0038 1.0000 21.000 1.2107 0.17870 0.17441 -0.0793 0.0038 1.0000 21.500 1.1985 0.19025 0.18616 -0.0865 0.0039 1.0000 22.000 1.1849 0.20244 0.19854 -0.0942 0.0039 1.0000 22.500 1.1725 0.21473 0.21100 -0.1020 0.0040 1.0000 23.000 1.1658 0.22574 0.22214 -0.1089 0.0040 1.0000 23.500 1.1658 0.23483 0.23131 -0.1148 0.0041 1.0000 24.000 1.1694 0.24270 0.23926 -0.1200 0.0041 1.0000 24.500 1.1728 0.25077 0.24741 -0.1254 0.0041 1.0000 25.000 1.1725 0.26052 0.25728 -0.1316 0.0043 1.0000