XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 758 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.6516 0.01035 0.00440 -0.1049 0.5762 1.0000 1.500 0.7012 0.01070 0.00451 -0.1037 0.5662 1.0000 2.000 0.7483 0.01081 0.00460 -0.1020 0.5557 1.0000 2.500 0.7980 0.01102 0.00468 -0.1007 0.5451 1.0000 3.000 0.8461 0.01123 0.00487 -0.0992 0.5337 1.0000 3.500 0.8954 0.01143 0.00495 -0.0979 0.5219 1.0000 4.000 0.9380 0.01135 0.00477 -0.0951 0.4965 1.0000 4.500 0.9787 0.01143 0.00473 -0.0920 0.4623 1.0000 5.000 1.0196 0.01180 0.00493 -0.0892 0.4298 1.0000 5.500 1.0575 0.01235 0.00529 -0.0860 0.3941 1.0000 6.000 1.0927 0.01306 0.00580 -0.0824 0.3551 1.0000 6.500 1.1217 0.01399 0.00649 -0.0779 0.3127 1.0000 7.000 1.1466 0.01494 0.00727 -0.0727 0.2749 1.0000 7.500 1.1590 0.01631 0.00837 -0.0657 0.2229 1.0000 8.000 1.1310 0.01983 0.01115 -0.0542 0.1004 1.0000 8.500 1.1184 0.02340 0.01438 -0.0468 0.0303 1.0000 9.000 1.1258 0.02630 0.01727 -0.0426 0.0055 1.0000 9.500 1.1449 0.02869 0.01980 -0.0399 0.0051 1.0000 10.000 1.1612 0.03151 0.02279 -0.0376 0.0049 1.0000 10.500 1.1748 0.03482 0.02627 -0.0356 0.0049 1.0000 11.000 1.1848 0.03869 0.03034 -0.0341 0.0048 1.0000 11.500 1.1927 0.04299 0.03484 -0.0329 0.0048 1.0000 12.000 1.1975 0.04778 0.03983 -0.0319 0.0049 1.0000 12.500 1.1997 0.05306 0.04531 -0.0312 0.0049 1.0000 13.000 1.2002 0.05874 0.05119 -0.0309 0.0050 1.0000 13.500 1.1985 0.06493 0.05758 -0.0310 0.0050 1.0000 14.000 1.1950 0.07163 0.06449 -0.0314 0.0051 1.0000 14.500 1.1892 0.07892 0.07199 -0.0323 0.0052 1.0000 15.000 1.1817 0.08670 0.07997 -0.0336 0.0053 1.0000 15.500 1.1738 0.09478 0.08823 -0.0353 0.0055 1.0000 16.000 1.1679 0.10268 0.09629 -0.0371 0.0056 1.0000 16.500 1.1653 0.11017 0.10391 -0.0390 0.0057 1.0000 17.000 1.1669 0.11681 0.11066 -0.0406 0.0059 1.0000 17.500 1.1748 0.12221 0.11612 -0.0416 0.0060 1.0000 18.000 1.1969 0.12436 0.11821 -0.0406 0.0063 1.0000 18.500 1.2058 0.13040 0.12447 -0.0429 0.0065 1.0000 19.000 1.2189 0.13535 0.12970 -0.0441 0.0070 1.0000 19.500 1.2345 0.13935 0.13392 -0.0446 0.0075 1.0000 20.000 1.2649 0.14008 0.13473 -0.0427 0.0082 1.0000 20.500 1.2415 0.15302 0.14833 -0.0499 0.0090 1.0000 21.000 1.2368 0.16132 0.15695 -0.0536 0.0099 1.0000 21.500 1.2170 0.17392 0.16999 -0.0611 0.0106 1.0000 22.000 1.1714 0.19361 0.19019 -0.0738 0.0110 1.0000 22.500 1.1272 0.21540 0.21234 -0.0878 0.0111 1.0000