XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 711 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 0.7337 0.01352 0.00502 -0.1342 0.5812 0.0516 1.000 0.7832 0.01365 0.00506 -0.1334 0.5482 0.0741 1.500 0.8255 0.01166 0.00526 -0.1310 0.5182 1.0000 2.000 0.8734 0.01221 0.00537 -0.1297 0.4896 1.0000 2.500 0.9211 0.01277 0.00565 -0.1285 0.4649 1.0000 3.000 0.9683 0.01336 0.00600 -0.1273 0.4433 1.0000 3.500 1.0159 0.01389 0.00638 -0.1262 0.4248 1.0000 4.000 1.0630 0.01448 0.00683 -0.1251 0.4090 1.0000 4.500 1.1086 0.01522 0.00740 -0.1238 0.3948 1.0000 5.000 1.1456 0.01579 0.00785 -0.1207 0.3725 1.0000 5.500 1.1738 0.01646 0.00836 -0.1160 0.3388 1.0000 6.000 1.2108 0.01727 0.00905 -0.1132 0.3204 1.0000 6.500 1.2426 0.01831 0.00989 -0.1098 0.2882 1.0000 7.000 1.2734 0.01957 0.01092 -0.1064 0.2526 1.0000 7.500 1.3018 0.02107 0.01220 -0.1028 0.2163 1.0000 8.000 1.2758 0.02625 0.01643 -0.0921 0.0677 1.0000 8.500 1.2879 0.02921 0.01927 -0.0873 0.0114 1.0000 9.000 1.3128 0.03133 0.02151 -0.0844 0.0053 1.0000 9.500 1.3374 0.03359 0.02392 -0.0818 0.0052 1.0000 10.000 1.3587 0.03623 0.02675 -0.0792 0.0053 1.0000 10.500 1.3762 0.03934 0.03007 -0.0766 0.0054 1.0000 11.000 1.3893 0.04310 0.03407 -0.0742 0.0056 1.0000 11.500 1.3968 0.04771 0.03894 -0.0720 0.0058 1.0000 12.000 1.4004 0.05307 0.04456 -0.0703 0.0060 1.0000 12.500 1.4027 0.05893 0.05068 -0.0692 0.0063 1.0000 13.000 1.3961 0.06623 0.05826 -0.0686 0.0067 1.0000 13.500 1.3801 0.07520 0.06754 -0.0687 0.0070 1.0000 14.000 1.3562 0.08574 0.07839 -0.0696 0.0072 1.0000 14.500 1.3269 0.09748 0.09043 -0.0714 0.0073 1.0000 15.000 1.2969 0.10964 0.10287 -0.0738 0.0074 1.0000 15.500 1.2692 0.12172 0.11517 -0.0767 0.0076 1.0000 16.000 1.2650 0.13010 0.12374 -0.0791 0.0079 1.0000 16.500 1.2577 0.13902 0.13284 -0.0818 0.0085 1.0000 17.000 1.2528 0.14740 0.14133 -0.0847 0.0090 1.0000 17.500 1.2581 0.15365 0.14760 -0.0868 0.0096 1.0000 18.000 1.2749 0.15801 0.15211 -0.0881 0.0111 1.0000 18.500 1.3051 0.15898 0.15315 -0.0872 0.0133 1.0000