XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 702 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 0.4173 0.01255 0.00460 -0.0632 0.4768 0.3036 0.500 0.4703 0.01269 0.00473 -0.0624 0.4622 0.3385 1.000 0.5232 0.01289 0.00488 -0.0615 0.4497 0.3695 1.500 0.5764 0.01309 0.00510 -0.0608 0.4394 0.4002 2.000 0.6284 0.01321 0.00530 -0.0599 0.4293 0.4362 3.000 0.8204 0.01272 0.00615 -0.0757 0.4096 1.0000 3.500 0.8680 0.01326 0.00649 -0.0741 0.4019 1.0000 4.000 0.9155 0.01382 0.00699 -0.0724 0.3949 1.0000 4.500 0.9624 0.01426 0.00742 -0.0707 0.3887 1.0000 5.000 1.0093 0.01475 0.00785 -0.0690 0.3826 1.0000 5.500 1.0574 0.01553 0.00848 -0.0676 0.3757 1.0000 6.000 1.1024 0.01608 0.00910 -0.0658 0.3706 1.0000 6.500 1.1473 0.01662 0.00969 -0.0639 0.3652 1.0000 7.000 1.1926 0.01715 0.01020 -0.0621 0.3595 1.0000 7.500 1.2363 0.01780 0.01075 -0.0602 0.3505 1.0000 8.000 1.2702 0.01796 0.01100 -0.0566 0.3409 1.0000 8.500 1.3100 0.01850 0.01150 -0.0541 0.3346 1.0000 9.000 1.3360 0.01898 0.01203 -0.0496 0.3239 1.0000 9.500 1.3569 0.01957 0.01265 -0.0443 0.3165 1.0000 10.000 1.3895 0.02046 0.01347 -0.0413 0.3102 1.0000 10.500 1.4102 0.02156 0.01476 -0.0373 0.3051 1.0000 11.000 1.4274 0.02289 0.01614 -0.0337 0.2957 1.0000 11.500 1.4445 0.02465 0.01798 -0.0307 0.2858 1.0000 12.000 1.4611 0.02672 0.02008 -0.0283 0.2758 1.0000 12.500 1.4796 0.02899 0.02248 -0.0263 0.2671 1.0000 13.000 1.4920 0.03181 0.02532 -0.0245 0.2570 1.0000 13.500 1.5026 0.03503 0.02869 -0.0230 0.2455 1.0000 14.000 1.5027 0.03935 0.03305 -0.0217 0.2298 1.0000 14.500 1.4995 0.04435 0.03810 -0.0208 0.2138 1.0000 15.000 1.4944 0.04982 0.04365 -0.0202 0.1997 1.0000 15.500 1.4753 0.05716 0.05102 -0.0202 0.1820 1.0000 16.000 1.4440 0.06639 0.06029 -0.0210 0.1621 1.0000 16.500 1.4078 0.07667 0.07062 -0.0225 0.1437 1.0000 17.000 1.3768 0.08670 0.08074 -0.0243 0.1300 1.0000 17.500 1.3357 0.09844 0.09249 -0.0270 0.1099 1.0000 18.000 1.3023 0.10948 0.10356 -0.0299 0.0947 1.0000 18.500 1.2663 0.12134 0.11537 -0.0336 0.0772 1.0000 19.000 1.2581 0.12923 0.12333 -0.0362 0.0713 1.0000 19.500 1.2506 0.13713 0.13128 -0.0392 0.0628 1.0000 20.000 1.2473 0.14445 0.13867 -0.0421 0.0569 1.0000 20.500 1.2485 0.15108 0.14537 -0.0450 0.0522 1.0000 21.000 1.2445 0.15863 0.15290 -0.0486 0.0418 1.0000 21.500 1.2444 0.16558 0.15989 -0.0521 0.0353 1.0000 22.000 1.2431 0.17274 0.16703 -0.0559 0.0267 1.0000 22.500 1.2471 0.17893 0.17328 -0.0594 0.0224 1.0000 23.500 1.2342 0.19537 0.18967 -0.0692 0.0051 1.0000 24.000 1.2373 0.20187 0.19628 -0.0733 0.0047 1.0000 24.500 1.2393 0.20865 0.20320 -0.0778 0.0044 1.0000 25.000 1.2419 0.21534 0.21003 -0.0823 0.0043 1.0000 25.500 1.2422 0.22255 0.21740 -0.0873 0.0042 1.0000 26.000 1.2416 0.23000 0.22501 -0.0926 0.0042 1.0000 26.500 1.2389 0.23801 0.23319 -0.0983 0.0041 1.0000 27.000 1.2339 0.24678 0.24214 -0.1046 0.0041 1.0000 27.500 1.2285 0.25583 0.25136 -0.1111 0.0042 1.0000 28.000 1.2218 0.26570 0.26141 -0.1182 0.0042 1.0000 28.500 1.2201 0.27427 0.27010 -0.1246 0.0042 1.0000 29.000 1.2218 0.28183 0.27777 -0.1305 0.0042 1.0000 29.500 1.2273 0.28822 0.28423 -0.1359 0.0042 1.0000 30.000 1.2355 0.29356 0.28962 -0.1408 0.0042 1.0000 30.500 1.2453 0.29814 0.29425 -0.1454 0.0042 1.0000 31.000 1.2571 0.30187 0.29802 -0.1496 0.0041 1.0000 31.500 1.2687 0.30539 0.30158 -0.1538 0.0042 1.0000 32.000 1.2804 0.30880 0.30503 -0.1580 0.0042 1.0000 32.500 1.2925 0.31190 0.30817 -0.1622 0.0041 1.0000 33.000 1.3026 0.31550 0.31183 -0.1666 0.0042 1.0000 33.500 1.3122 0.31927 0.31566 -0.1713 0.0041 1.0000 34.000 1.3205 0.32320 0.31966 -0.1761 0.0042 1.0000 34.500 1.3278 0.32742 0.32398 -0.1812 0.0042 1.0000 35.000 1.3288 0.33443 0.33115 -0.1877 0.0043 1.0000