XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 744 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 0.4312 0.01866 0.01036 -0.0187 0.4606 0.0569 1.000 0.4889 0.01772 0.00922 -0.0182 0.4550 0.0594 2.500 0.6525 0.01627 0.00798 -0.0165 0.4361 0.0819 3.000 0.7051 0.01590 0.00772 -0.0155 0.4301 0.1305 3.500 0.9114 0.01445 0.00825 -0.0459 0.4196 0.9996 4.000 0.9659 0.01450 0.00813 -0.0455 0.4128 1.0000 4.500 1.0169 0.01484 0.00829 -0.0447 0.4060 1.0000 5.000 1.0679 0.01517 0.00866 -0.0441 0.3988 1.0000 5.500 1.1185 0.01539 0.00879 -0.0433 0.3919 1.0000 6.000 1.1678 0.01586 0.00915 -0.0425 0.3846 1.0000 6.500 1.2162 0.01628 0.00964 -0.0418 0.3766 1.0000 7.000 1.2643 0.01668 0.00991 -0.0408 0.3693 1.0000 7.500 1.3094 0.01741 0.01071 -0.0398 0.3618 1.0000 8.000 1.3533 0.01803 0.01135 -0.0386 0.3542 1.0000 8.500 1.3954 0.01872 0.01195 -0.0371 0.3455 1.0000 9.000 1.4303 0.01950 0.01282 -0.0352 0.3349 1.0000 9.500 1.4590 0.02055 0.01385 -0.0325 0.3243 1.0000 10.000 1.4689 0.02224 0.01563 -0.0282 0.3162 1.0000 10.500 1.4635 0.02458 0.01794 -0.0231 0.3064 1.0000 11.000 1.4622 0.02766 0.02112 -0.0201 0.2970 1.0000 11.500 1.4777 0.02986 0.02325 -0.0177 0.2900 1.0000 12.000 1.4723 0.03407 0.02765 -0.0160 0.2822 1.0000 12.500 1.4813 0.03712 0.03068 -0.0144 0.2742 1.0000 13.000 1.4790 0.04152 0.03522 -0.0133 0.2670 1.0000 13.500 1.4781 0.04605 0.03977 -0.0127 0.2573 1.0000 14.000 1.4846 0.05008 0.04389 -0.0122 0.2513 1.0000 14.500 1.4828 0.05528 0.04926 -0.0122 0.2451 1.0000 15.000 1.4867 0.05979 0.05373 -0.0121 0.2356 1.0000 15.500 1.4778 0.06618 0.06034 -0.0127 0.2289 1.0000 16.000 1.4851 0.07055 0.06470 -0.0129 0.2214 1.0000 16.500 1.4704 0.07801 0.07235 -0.0140 0.2134 1.0000 17.000 1.4705 0.08355 0.07792 -0.0148 0.2053 1.0000 17.500 1.4472 0.09254 0.08709 -0.0167 0.1945 1.0000 18.000 1.4342 0.10021 0.09484 -0.0184 0.1848 1.0000 18.500 1.4226 0.10784 0.10260 -0.0202 0.1771 1.0000 19.000 1.4004 0.11720 0.11210 -0.0228 0.1659 1.0000 19.500 1.3819 0.12619 0.12118 -0.0256 0.1548 1.0000 20.000 1.3587 0.13604 0.13104 -0.0290 0.1382 1.0000 20.500 1.3351 0.14618 0.14115 -0.0328 0.1199 1.0000 21.000 1.3074 0.15724 0.15212 -0.0375 0.0980 1.0000 21.500 1.2871 0.16732 0.16215 -0.0422 0.0798 1.0000 22.000 1.2617 0.17867 0.17338 -0.0478 0.0603 1.0000 22.500 1.2556 0.18663 0.18136 -0.0521 0.0515 1.0000 23.000 1.2483 0.19492 0.18962 -0.0568 0.0400 1.0000 23.500 1.2473 0.20207 0.19679 -0.0611 0.0317 1.0000 24.500 1.2370 0.21823 0.21272 -0.0712 0.0063 1.0000 25.000 1.2438 0.22385 0.21844 -0.0751 0.0058 1.0000 25.500 1.2502 0.22955 0.22426 -0.0792 0.0056 1.0000 26.000 1.2568 0.23518 0.23002 -0.0834 0.0054 1.0000 26.500 1.2607 0.24142 0.23640 -0.0880 0.0051 1.0000 27.000 1.2659 0.24733 0.24245 -0.0926 0.0051 1.0000 27.500 1.2679 0.25399 0.24926 -0.0977 0.0050 1.0000 28.000 1.2706 0.26057 0.25599 -0.1029 0.0050 1.0000 28.500 1.2728 0.26725 0.26281 -0.1082 0.0050 1.0000 29.000 1.2745 0.27408 0.26977 -0.1136 0.0050 1.0000 29.500 1.2776 0.28047 0.27626 -0.1189 0.0050 1.0000 30.000 1.2838 0.28592 0.28181 -0.1239 0.0050 1.0000 30.500 1.2920 0.29060 0.28656 -0.1285 0.0050 1.0000 31.000 1.3018 0.29462 0.29064 -0.1329 0.0050 1.0000 31.500 1.3131 0.29800 0.29406 -0.1370 0.0050 1.0000 32.000 1.3246 0.30122 0.29735 -0.1412 0.0050 1.0000 32.500 1.3361 0.30415 0.30034 -0.1452 0.0050 1.0000 33.000 1.3460 0.30745 0.30373 -0.1495 0.0050 1.0000 33.500 1.3553 0.31094 0.30732 -0.1540 0.0050 1.0000 34.000 1.3621 0.31502 0.31152 -0.1589 0.0051 1.0000 34.500 1.3667 0.31980 0.31645 -0.1642 0.0052 1.0000 35.000 1.3675 0.32576 0.32258 -0.1702 0.0053 1.0000 35.500 1.3628 0.33380 0.33084 -0.1773 0.0054 1.0000 36.000 1.3457 0.34728 0.34459 -0.1867 0.0057 1.0000