XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 692 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 0.5645 0.01139 0.00486 -0.1244 0.6967 0.4981 1.000 0.7037 0.01072 0.00531 -0.1284 0.6749 0.9880 1.500 0.7861 0.01092 0.00527 -0.1341 0.6638 1.0000 2.000 0.8284 0.01109 0.00540 -0.1316 0.6516 1.0000 2.500 0.8769 0.01133 0.00547 -0.1302 0.6388 1.0000 3.000 0.9198 0.01147 0.00553 -0.1275 0.6226 1.0000 3.500 0.9655 0.01174 0.00573 -0.1255 0.6080 1.0000 4.000 1.0155 0.01203 0.00586 -0.1243 0.5930 1.0000 4.500 1.0583 0.01224 0.00612 -0.1218 0.5773 1.0000 5.000 1.1015 0.01249 0.00630 -0.1193 0.5572 1.0000 5.500 1.1356 0.01276 0.00636 -0.1149 0.5238 1.0000 6.000 1.1695 0.01318 0.00672 -0.1107 0.4938 1.0000 6.500 1.1888 0.01393 0.00723 -0.1038 0.4517 1.0000 7.000 1.2181 0.01475 0.00795 -0.0993 0.4238 1.0000 7.500 1.2434 0.01585 0.00890 -0.0944 0.3933 1.0000 8.000 1.2576 0.01755 0.01035 -0.0882 0.3419 1.0000 8.500 1.2751 0.01941 0.01203 -0.0832 0.3012 1.0000 9.000 1.2912 0.02161 0.01405 -0.0785 0.2644 1.0000 9.500 1.3006 0.02444 0.01666 -0.0736 0.2230 1.0000 10.000 1.3136 0.02727 0.01935 -0.0696 0.1922 1.0000 10.500 1.3274 0.03022 0.02219 -0.0661 0.1638 1.0000 11.000 1.3387 0.03351 0.02537 -0.0628 0.1382 1.0000 11.500 1.3494 0.03705 0.02884 -0.0598 0.1185 1.0000 12.000 1.3644 0.04041 0.03222 -0.0575 0.1068 1.0000 12.500 1.3768 0.04415 0.03597 -0.0554 0.0923 1.0000 13.000 1.3391 0.05291 0.04429 -0.0513 0.0265 1.0000 13.500 1.3320 0.05921 0.05059 -0.0494 0.0058 1.0000 14.000 1.3423 0.06387 0.05541 -0.0484 0.0052 1.0000 14.500 1.3508 0.06883 0.06054 -0.0477 0.0049 1.0000 15.000 1.3571 0.07419 0.06609 -0.0473 0.0048 1.0000 15.500 1.3613 0.07994 0.07203 -0.0471 0.0046 1.0000 16.000 1.3628 0.08613 0.07843 -0.0472 0.0046 1.0000 16.500 1.3619 0.09283 0.08535 -0.0477 0.0045 1.0000 17.000 1.3587 0.09999 0.09272 -0.0486 0.0045 1.0000 17.500 1.3536 0.10753 0.10049 -0.0499 0.0044 1.0000 18.000 1.3465 0.11558 0.10877 -0.0518 0.0044 1.0000 18.500 1.3378 0.12403 0.11745 -0.0543 0.0044 1.0000 19.000 1.3283 0.13278 0.12643 -0.0573 0.0044 1.0000 19.500 1.3179 0.14193 0.13581 -0.0610 0.0044 1.0000 20.000 1.3076 0.15129 0.14540 -0.0653 0.0044 1.0000 20.500 1.2967 0.16100 0.15533 -0.0702 0.0044 1.0000 21.000 1.2865 0.17080 0.16534 -0.0756 0.0045 1.0000 21.500 1.2778 0.18055 0.17528 -0.0813 0.0045 1.0000 22.000 1.2702 0.19030 0.18522 -0.0874 0.0045 1.0000 22.500 1.2658 0.19953 0.19461 -0.0935 0.0046 1.0000 23.000 1.2641 0.20824 0.20346 -0.0994 0.0046 1.0000 23.500 1.2658 0.21614 0.21146 -0.1051 0.0046 1.0000 24.000 1.2707 0.22316 0.21858 -0.1104 0.0047 1.0000 24.500 1.2787 0.22937 0.22485 -0.1152 0.0047 1.0000 25.000 1.2890 0.23487 0.23041 -0.1197 0.0047 1.0000 25.500 1.3011 0.23976 0.23535 -0.1240 0.0048 1.0000 26.000 1.3135 0.24444 0.24010 -0.1282 0.0048 1.0000 26.500 1.3260 0.24902 0.24476 -0.1324 0.0049 1.0000 27.000 1.3380 0.25366 0.24948 -0.1368 0.0049 1.0000 27.500 1.3484 0.25870 0.25462 -0.1416 0.0050 1.0000 28.000 1.3578 0.26393 0.25997 -0.1466 0.0051 1.0000 28.500 1.3651 0.26978 0.26596 -0.1522 0.0051 1.0000 29.000 1.3692 0.27666 0.27299 -0.1586 0.0052 1.0000 29.500 1.3709 0.28435 0.28085 -0.1657 0.0053 1.0000 30.000 1.3709 0.29256 0.28922 -0.1732 0.0054 1.0000