XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 769 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 0.4292 0.01308 0.00470 -0.0605 0.4400 0.1318 0.500 0.4822 0.01296 0.00458 -0.0593 0.4228 0.1558 1.000 0.5344 0.01289 0.00452 -0.0581 0.4052 0.1937 1.500 0.5830 0.01206 0.00462 -0.0565 0.3899 0.4583 2.000 0.6812 0.01121 0.00484 -0.0642 0.3702 1.0000 2.500 0.7298 0.01163 0.00501 -0.0623 0.3542 1.0000 3.000 0.7789 0.01200 0.00521 -0.0604 0.3383 1.0000 3.500 0.8282 0.01239 0.00548 -0.0587 0.3222 1.0000 4.000 0.8766 0.01290 0.00582 -0.0569 0.3070 1.0000 4.500 0.9241 0.01349 0.00621 -0.0550 0.2920 1.0000 5.000 0.9732 0.01393 0.00661 -0.0534 0.2791 1.0000 5.500 1.0202 0.01458 0.00714 -0.0516 0.2676 1.0000 6.000 1.0672 0.01517 0.00764 -0.0498 0.2570 1.0000 6.500 1.1134 0.01589 0.00832 -0.0479 0.2479 1.0000 7.000 1.1586 0.01657 0.00894 -0.0460 0.2393 1.0000 7.500 1.2024 0.01746 0.00977 -0.0440 0.2317 1.0000 8.000 1.2458 0.01818 0.01053 -0.0418 0.2248 1.0000 8.500 1.2867 0.01936 0.01156 -0.0396 0.2173 1.0000 9.000 1.3261 0.02011 0.01245 -0.0371 0.2121 1.0000 9.500 1.3629 0.02102 0.01340 -0.0343 0.2065 1.0000 10.000 1.3985 0.02237 0.01465 -0.0315 0.2003 1.0000 10.500 1.4198 0.02318 0.01564 -0.0265 0.1949 1.0000 11.000 1.4423 0.02429 0.01677 -0.0223 0.1890 1.0000 11.500 1.4632 0.02582 0.01834 -0.0187 0.1828 1.0000 12.000 1.4819 0.02747 0.02013 -0.0155 0.1776 1.0000 12.500 1.4993 0.02952 0.02218 -0.0129 0.1722 1.0000 13.000 1.5168 0.03196 0.02476 -0.0109 0.1681 1.0000 13.500 1.5324 0.03469 0.02767 -0.0094 0.1645 1.0000 14.000 1.5462 0.03774 0.03081 -0.0082 0.1607 1.0000 14.500 1.5534 0.04152 0.03466 -0.0076 0.1554 1.0000 15.000 1.5599 0.04568 0.03903 -0.0074 0.1517 1.0000 15.500 1.5654 0.05008 0.04357 -0.0075 0.1483 1.0000 16.000 1.5754 0.05406 0.04755 -0.0073 0.1450 1.0000 16.500 1.5703 0.06020 0.05398 -0.0086 0.1418 1.0000 17.000 1.5617 0.06716 0.06114 -0.0107 0.1374 1.0000 17.500 1.5639 0.07281 0.06689 -0.0121 0.1350 1.0000 18.000 1.5547 0.08027 0.07452 -0.0147 0.1313 1.0000 18.500 1.5367 0.08945 0.08397 -0.0183 0.1279 1.0000 19.000 1.5260 0.09767 0.09234 -0.0218 0.1245 1.0000 19.500 1.5207 0.10508 0.09985 -0.0249 0.1214 1.0000 20.000 1.4792 0.11885 0.11398 -0.0318 0.1186 1.0000 20.500 1.4424 0.13227 0.12766 -0.0389 0.1153 1.0000 21.000 1.4599 0.13610 0.13146 -0.0409 0.1117 1.0000