XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 796 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 0.4137 0.00859 0.00360 -0.0905 0.7514 0.9826 0.500 0.4962 0.00871 0.00352 -0.0962 0.7377 1.0000 1.000 0.5476 0.00885 0.00350 -0.0952 0.7235 1.0000 1.500 0.5988 0.00901 0.00353 -0.0941 0.7086 1.0000 2.000 0.6493 0.00916 0.00359 -0.0929 0.6911 1.0000 2.500 0.6999 0.00932 0.00366 -0.0916 0.6731 1.0000 3.000 0.7503 0.00948 0.00377 -0.0903 0.6543 1.0000 3.500 0.8002 0.00965 0.00390 -0.0889 0.6323 1.0000 4.000 0.8499 0.00985 0.00404 -0.0875 0.6073 1.0000 4.500 0.8987 0.01009 0.00424 -0.0859 0.5764 1.0000 5.000 0.9455 0.01044 0.00448 -0.0840 0.5352 1.0000 5.500 0.9901 0.01099 0.00485 -0.0818 0.4850 1.0000 6.000 1.0322 0.01177 0.00538 -0.0793 0.4350 1.0000 6.500 1.0739 0.01261 0.00603 -0.0768 0.3939 1.0000 7.000 1.1168 0.01341 0.00674 -0.0746 0.3645 1.0000 7.500 1.1582 0.01423 0.00749 -0.0723 0.3338 1.0000 8.000 1.1974 0.01509 0.00831 -0.0695 0.3002 1.0000 8.500 1.2334 0.01603 0.00917 -0.0664 0.2582 1.0000 9.000 1.2604 0.01727 0.01024 -0.0618 0.2067 1.0000 9.500 1.2814 0.01893 0.01173 -0.0567 0.1747 1.0000 10.000 1.3046 0.02066 0.01342 -0.0523 0.1536 1.0000 10.500 1.3298 0.02238 0.01516 -0.0486 0.1330 1.0000 11.000 1.3561 0.02413 0.01694 -0.0453 0.1116 1.0000 11.500 1.3775 0.02632 0.01911 -0.0420 0.0913 1.0000 12.000 1.3948 0.02896 0.02181 -0.0386 0.0741 1.0000 12.500 1.4059 0.03228 0.02515 -0.0353 0.0558 1.0000 13.000 1.4093 0.03653 0.02941 -0.0321 0.0407 1.0000 13.500 1.4100 0.04133 0.03430 -0.0295 0.0331 1.0000 14.000 1.4097 0.04651 0.03963 -0.0276 0.0290 1.0000 14.500 1.4021 0.05281 0.04615 -0.0263 0.0266 1.0000 15.000 1.3995 0.05894 0.05252 -0.0257 0.0247 1.0000 15.500 1.3921 0.06599 0.05975 -0.0259 0.0230 1.0000 16.000 1.3743 0.07465 0.06857 -0.0267 0.0218 1.0000 16.500 1.3666 0.08241 0.07658 -0.0279 0.0210 1.0000 17.000 1.3591 0.09043 0.08485 -0.0296 0.0202 1.0000 17.500 1.3506 0.09883 0.09348 -0.0319 0.0194 1.0000 18.000 1.3416 0.10757 0.10243 -0.0349 0.0185 1.0000 18.500 1.3319 0.11646 0.11146 -0.0384 0.0176 1.0000 19.000 1.3226 0.12508 0.12024 -0.0416 0.0167 1.0000 19.500 1.3132 0.13485 0.13031 -0.0468 0.0161 1.0000 20.000 1.3034 0.14473 0.14045 -0.0523 0.0155 1.0000 20.500 1.2930 0.15508 0.15104 -0.0587 0.0148 1.0000 21.000 1.2836 0.16542 0.16158 -0.0655 0.0142 1.0000 21.500 1.2780 0.17497 0.17125 -0.0721 0.0135 1.0000 22.000 1.2624 0.18720 0.18369 -0.0809 0.0129 1.0000 22.500 1.2339 0.20466 0.20150 -0.0938 0.0128 1.0000 23.500 0.7351 0.25620 0.25361 -0.0794 0.0237 1.0000 24.000 0.7441 0.26028 0.25772 -0.0808 0.0221 1.0000 24.500 0.7510 0.26668 0.26413 -0.0821 0.0215 1.0000 25.000 0.7443 0.27602 0.27347 -0.0868 0.0201 1.0000 25.500 0.7479 0.28245 0.27992 -0.0893 0.0187 1.0000 26.000 0.7529 0.28798 0.28547 -0.0915 0.0177 1.0000 26.500 0.7599 0.29276 0.29030 -0.0931 0.0171 1.0000 27.000 0.7654 0.29948 0.29703 -0.0948 0.0168 1.0000 27.500 0.7625 0.30774 0.30530 -0.0989 0.0163 1.0000 28.000 0.7655 0.31457 0.31215 -0.1015 0.0152 1.0000 28.500 0.7691 0.32066 0.31827 -0.1039 0.0143 1.0000 29.000 0.7729 0.32640 0.32403 -0.1063 0.0137 1.0000 29.500 0.7771 0.33170 0.32936 -0.1084 0.0133 1.0000 30.500 0.7834 0.34420 0.34192 -0.1129 0.0129 1.0000 31.000 0.7840 0.35133 0.34907 -0.1160 0.0127 1.0000 31.500 0.7862 0.35813 0.35590 -0.1187 0.0122 1.0000 32.000 0.7885 0.36434 0.36214 -0.1212 0.0117 1.0000 32.500 0.7906 0.37030 0.36813 -0.1236 0.0112 1.0000 33.000 0.7926 0.37615 0.37401 -0.1261 0.0108 1.0000 33.500 0.7944 0.38177 0.37967 -0.1286 0.0105 1.0000 34.000 0.7960 0.38711 0.38505 -0.1309 0.0102 1.0000 34.500 0.7978 0.39220 0.39017 -0.1330 0.0100 1.0000 35.500 0.7985 0.40496 0.40299 -0.1383 0.0098 1.0000 36.000 0.7989 0.41152 0.40959 -0.1409 0.0096 1.0000 36.500 0.7993 0.41760 0.41571 -0.1433 0.0091 1.0000 37.000 0.7994 0.42334 0.42148 -0.1458 0.0086 1.0000 37.500 0.7993 0.42862 0.42680 -0.1482 0.0081 1.0000 38.000 0.7989 0.43345 0.43167 -0.1506 0.0077 1.0000 39.000 0.7973 0.44606 0.44434 -0.1554 0.0073 1.0000 39.500 0.7964 0.45199 0.45030 -0.1577 0.0067 1.0000 40.000 0.7952 0.45725 0.45560 -0.1601 0.0062 1.0000 40.500 0.7935 0.46179 0.46017 -0.1625 0.0059 1.0000 41.500 0.7900 0.47404 0.47248 -0.1670 0.0053 1.0000 42.000 0.7880 0.47932 0.47780 -0.1693 0.0047 1.0000 42.500 0.7855 0.48382 0.48233 -0.1716 0.0043 1.0000 43.500 0.7803 0.49480 0.49337 -0.1761 0.0039 1.0000 44.000 0.7775 0.49984 0.49844 -0.1782 0.0034 1.0000 44.500 0.7742 0.50407 0.50270 -0.1805 0.0030 1.0000 45.000 0.7702 0.50736 0.50602 -0.1828 0.0029 1.0000 45.500 0.7670 0.51323 0.51192 -0.1849 0.0028 1.0000 46.000 0.7635 0.51800 0.51672 -0.1870 0.0026 1.0000 46.500 0.7595 0.52200 0.52075 -0.1891 0.0023 1.0000 47.000 0.7552 0.52555 0.52433 -0.1913 0.0021 1.0000 47.500 0.7504 0.52837 0.52718 -0.1936 0.0019 1.0000 48.000 0.7458 0.53242 0.53126 -0.1956 0.0019 1.0000 48.500 0.7412 0.53629 0.53515 -0.1977 0.0018 1.0000 49.000 0.7363 0.53950 0.53839 -0.1997 0.0016 1.0000 49.500 0.7310 0.54232 0.54124 -0.2018 0.0015 1.0000 50.000 0.7255 0.54478 0.54374 -0.2039 0.0013 1.0000 50.500 0.7197 0.54673 0.54572 -0.2060 0.0013 1.0000 52.000 0.7018 0.55346 0.55254 -0.2119 0.0012 1.0000 52.500 0.6955 0.55514 0.55425 -0.2138 0.0011 1.0000 53.000 0.6890 0.55652 0.55565 -0.2158 0.0010 1.0000 53.500 0.6823 0.55758 0.55674 -0.2177 0.0010 1.0000 54.000 0.6754 0.55835 0.55754 -0.2196 0.0009 1.0000 54.500 0.6683 0.55890 0.55812 -0.2215 0.0008 1.0000 55.000 0.6610 0.55912 0.55837 -0.2234 0.0008 1.0000 55.500 0.6535 0.55902 0.55829 -0.2253 0.0007 1.0000 57.500 0.6229 0.55847 0.55785 -0.2324 0.0007 1.0000 58.000 0.6149 0.55778 0.55719 -0.2341 0.0006 1.0000 58.500 0.6068 0.55681 0.55625 -0.2358 0.0006 1.0000 59.000 0.5985 0.55566 0.55512 -0.2375 0.0005 1.0000 59.500 0.5902 0.55422 0.55371 -0.2391 0.0005 1.0000 60.000 0.5816 0.55248 0.55199 -0.2408 0.0004 1.0000