XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 723 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 0.5293 0.01029 0.00373 -0.1048 0.6609 0.5234 1.000 0.5798 0.01014 0.00379 -0.1033 0.6482 0.6121 3.000 0.8530 0.01005 0.00418 -0.1132 0.5897 1.0000 3.500 0.9030 0.01027 0.00429 -0.1117 0.5714 1.0000 4.000 0.9513 0.01048 0.00443 -0.1098 0.5497 1.0000 4.500 0.9919 0.01066 0.00443 -0.1063 0.5025 1.0000 5.000 1.0363 0.01105 0.00472 -0.1037 0.4680 1.0000 5.500 1.0679 0.01191 0.00512 -0.0989 0.3836 1.0000 6.000 1.0986 0.01305 0.00587 -0.0943 0.3123 1.0000 6.500 1.1239 0.01451 0.00689 -0.0890 0.2270 1.0000 7.000 1.1170 0.01751 0.00895 -0.0788 0.0750 1.0000 7.500 1.1393 0.01881 0.01013 -0.0732 0.0559 1.0000 8.000 1.1667 0.01998 0.01132 -0.0688 0.0492 1.0000 8.500 1.1933 0.02127 0.01265 -0.0647 0.0422 1.0000 9.000 1.2202 0.02266 0.01408 -0.0610 0.0367 1.0000 9.500 1.2463 0.02423 0.01572 -0.0576 0.0321 1.0000 10.000 1.2701 0.02608 0.01763 -0.0544 0.0259 1.0000 10.500 1.2905 0.02835 0.01995 -0.0514 0.0192 1.0000 11.000 1.2914 0.03244 0.02401 -0.0477 0.0049 1.0000 11.500 1.3053 0.03572 0.02746 -0.0453 0.0046 1.0000 12.000 1.3171 0.03937 0.03130 -0.0432 0.0044 1.0000 12.500 1.3271 0.04332 0.03544 -0.0414 0.0043 1.0000 13.000 1.3356 0.04758 0.03990 -0.0399 0.0042 1.0000 13.500 1.3425 0.05216 0.04469 -0.0387 0.0042 1.0000 14.000 1.3473 0.05717 0.04993 -0.0378 0.0041 1.0000 14.500 1.3509 0.06252 0.05550 -0.0372 0.0041 1.0000 15.000 1.3531 0.06825 0.06147 -0.0369 0.0041 1.0000 15.500 1.3531 0.07449 0.06796 -0.0372 0.0041 1.0000 16.000 1.3498 0.08141 0.07514 -0.0379 0.0041 1.0000 16.500 1.3435 0.08906 0.08305 -0.0393 0.0041 1.0000 17.000 1.3320 0.09780 0.09206 -0.0414 0.0041 1.0000 17.500 1.3193 0.10708 0.10161 -0.0442 0.0041 1.0000 18.000 1.3031 0.11726 0.11206 -0.0479 0.0041 1.0000 18.500 1.2835 0.12852 0.12359 -0.0527 0.0042 1.0000 19.000 1.2619 0.14060 0.13594 -0.0584 0.0042 1.0000 19.500 1.2399 0.15336 0.14896 -0.0651 0.0042 1.0000 20.000 1.2138 0.16795 0.16382 -0.0734 0.0043 1.0000 20.500 1.1857 0.18415 0.18027 -0.0830 0.0043 1.0000 21.000 1.1636 0.20012 0.19645 -0.0925 0.0044 1.0000 21.500 1.1534 0.21316 0.20962 -0.1005 0.0045 1.0000 22.000 1.1553 0.22237 0.21890 -0.1063 0.0045 1.0000 22.500 1.1591 0.23103 0.22765 -0.1119 0.0046 1.0000 23.000 1.1630 0.23987 0.23661 -0.1177 0.0048 1.0000 23.500 1.1626 0.25086 0.24775 -0.1246 0.0049 1.0000