XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 797 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 0.5422 0.01227 0.00507 -0.1216 0.6949 0.3392 1.000 0.6587 0.01091 0.00550 -0.1213 0.6755 0.9786 1.500 0.7415 0.01108 0.00546 -0.1271 0.6655 1.0000 2.000 0.7880 0.01121 0.00556 -0.1253 0.6548 1.0000 2.500 0.8385 0.01132 0.00552 -0.1242 0.6435 1.0000 3.000 0.8880 0.01147 0.00564 -0.1230 0.6305 1.0000 3.500 0.9407 0.01161 0.00563 -0.1223 0.6170 1.0000 4.000 0.9894 0.01174 0.00579 -0.1209 0.6011 1.0000 4.500 1.0389 0.01193 0.00592 -0.1196 0.5828 1.0000 5.000 1.0833 0.01211 0.00596 -0.1172 0.5528 1.0000 5.500 1.1175 0.01257 0.00616 -0.1130 0.5024 1.0000 6.000 1.1457 0.01342 0.00670 -0.1079 0.4491 1.0000 6.500 1.1633 0.01457 0.00752 -0.1010 0.4019 1.0000 8.000 1.2480 0.01805 0.01065 -0.0882 0.3293 1.0000 8.500 1.2769 0.01940 0.01194 -0.0847 0.3107 1.0000 9.000 1.3082 0.02073 0.01326 -0.0818 0.2927 1.0000 9.500 1.3335 0.02245 0.01493 -0.0783 0.2646 1.0000 10.000 1.3548 0.02457 0.01695 -0.0748 0.2319 1.0000 10.500 1.3565 0.02820 0.02026 -0.0697 0.1764 1.0000 11.000 1.3592 0.03211 0.02398 -0.0655 0.1426 1.0000 11.500 1.3729 0.03541 0.02724 -0.0626 0.1219 1.0000 12.000 1.3847 0.03904 0.03084 -0.0600 0.1017 1.0000 12.500 1.3781 0.04452 0.03608 -0.0567 0.0632 1.0000 13.000 1.3386 0.05365 0.04490 -0.0527 0.0072 1.0000 13.500 1.3465 0.05846 0.04985 -0.0514 0.0057 1.0000 14.000 1.3555 0.06330 0.05485 -0.0504 0.0053 1.0000 14.500 1.3624 0.06854 0.06028 -0.0497 0.0051 1.0000 15.000 1.3669 0.07422 0.06615 -0.0493 0.0050 1.0000 15.500 1.3690 0.08036 0.07249 -0.0492 0.0049 1.0000 16.000 1.3685 0.08699 0.07933 -0.0495 0.0048 1.0000 16.500 1.3659 0.09409 0.08665 -0.0502 0.0047 1.0000 17.000 1.3610 0.10167 0.09445 -0.0513 0.0047 1.0000 17.500 1.3551 0.10953 0.10253 -0.0529 0.0047 1.0000 18.000 1.3488 0.11762 0.11084 -0.0549 0.0047 1.0000 18.500 1.3417 0.12595 0.11939 -0.0575 0.0046 1.0000 19.000 1.3345 0.13446 0.12812 -0.0605 0.0046 1.0000 19.500 1.3270 0.14318 0.13705 -0.0640 0.0046 1.0000 20.000 1.3200 0.15199 0.14608 -0.0681 0.0046 1.0000 20.500 1.3126 0.16101 0.15530 -0.0726 0.0047 1.0000 21.000 1.3049 0.17029 0.16480 -0.0777 0.0047 1.0000 21.500 1.2979 0.17970 0.17440 -0.0832 0.0047 1.0000 22.000 1.2913 0.18926 0.18414 -0.0891 0.0047 1.0000 22.500 1.2864 0.19866 0.19371 -0.0952 0.0048 1.0000 23.000 1.2844 0.20753 0.20273 -0.1013 0.0048 1.0000 23.500 1.2852 0.21574 0.21105 -0.1072 0.0048 1.0000 24.000 1.2901 0.22290 0.21830 -0.1125 0.0049 1.0000 24.500 1.2976 0.22931 0.22478 -0.1176 0.0049 1.0000 25.000 1.3079 0.23487 0.23040 -0.1221 0.0050 1.0000 25.500 1.3195 0.24002 0.23560 -0.1266 0.0050 1.0000 26.000 1.3314 0.24496 0.24062 -0.1309 0.0050 1.0000 26.500 1.3433 0.24984 0.24557 -0.1354 0.0051 1.0000 27.000 1.3546 0.25478 0.25060 -0.1400 0.0052 1.0000 27.500 1.3651 0.25989 0.25581 -0.1449 0.0052 1.0000 28.000 1.3741 0.26541 0.26145 -0.1502 0.0053 1.0000 28.500 1.3807 0.27157 0.26775 -0.1560 0.0054 1.0000 29.000 1.3852 0.27846 0.27479 -0.1625 0.0055 1.0000 29.500 1.3872 0.28608 0.28257 -0.1696 0.0055 1.0000 30.000 1.3839 0.29655 0.29327 -0.1786 0.0057 1.0000