XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 92 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 0.4750 0.01441 0.00600 -0.0766 0.5056 0.0582 0.500 0.5278 0.01362 0.00493 -0.0756 0.4660 0.0577 1.000 0.5800 0.01321 0.00431 -0.0747 0.4336 0.0566 1.500 0.6326 0.01297 0.00395 -0.0739 0.4092 0.0606 2.000 0.6861 0.01297 0.00385 -0.0734 0.3933 0.0641 2.500 0.7397 0.01310 0.00387 -0.0729 0.3801 0.0764 3.000 0.7969 0.01155 0.00418 -0.0735 0.3695 1.0000 3.500 0.8497 0.01201 0.00445 -0.0729 0.3591 1.0000 4.000 0.9025 0.01250 0.00481 -0.0724 0.3504 1.0000 4.500 0.9551 0.01302 0.00523 -0.0719 0.3426 1.0000 5.000 1.0078 0.01354 0.00570 -0.0715 0.3354 1.0000 5.500 1.0602 0.01403 0.00621 -0.0710 0.3276 1.0000 6.000 1.1120 0.01456 0.00674 -0.0705 0.3195 1.0000 6.500 1.1637 0.01513 0.00729 -0.0701 0.3124 1.0000 7.000 1.2149 0.01562 0.00791 -0.0695 0.3052 1.0000 7.500 1.2654 0.01616 0.00856 -0.0689 0.2975 1.0000 8.000 1.3149 0.01670 0.00922 -0.0681 0.2890 1.0000 8.500 1.3633 0.01720 0.00987 -0.0672 0.2795 1.0000 9.000 1.4102 0.01766 0.01052 -0.0661 0.2684 1.0000 9.500 1.4548 0.01811 0.01113 -0.0646 0.2536 1.0000 10.000 1.4974 0.01860 0.01183 -0.0629 0.2306 1.0000 10.500 1.5343 0.01956 0.01279 -0.0606 0.2003 1.0000 11.000 1.5646 0.02102 0.01424 -0.0576 0.1774 1.0000 11.500 1.5874 0.02271 0.01598 -0.0535 0.1628 1.0000 12.000 1.6063 0.02473 0.01809 -0.0495 0.1523 1.0000 12.500 1.6241 0.02702 0.02057 -0.0462 0.1397 1.0000 13.000 1.6318 0.03031 0.02396 -0.0430 0.1237 1.0000 13.500 1.6356 0.03440 0.02819 -0.0407 0.0984 1.0000 14.000 1.5958 0.04367 0.03723 -0.0392 0.0454 1.0000 14.500 1.5571 0.05468 0.04847 -0.0408 0.0360 1.0000 15.000 1.5196 0.06646 0.06052 -0.0436 0.0315 1.0000 15.500 1.4806 0.07904 0.07337 -0.0472 0.0288 1.0000 16.000 1.4403 0.09237 0.08696 -0.0514 0.0268 1.0000 16.500 1.4040 0.10547 0.10029 -0.0558 0.0249 1.0000 17.000 1.3707 0.11846 0.11349 -0.0606 0.0238 1.0000 17.500 1.3424 0.13092 0.12612 -0.0655 0.0214 1.0000 18.000 1.3246 0.14170 0.13703 -0.0700 0.0206 1.0000 18.500 1.3113 0.15179 0.14722 -0.0746 0.0184 1.0000 19.500 1.2998 0.16945 0.16502 -0.0833 0.0133 1.0000 20.500 1.2986 0.18544 0.18118 -0.0919 0.0083 1.0000 21.000 1.3093 0.19066 0.18654 -0.0949 0.0082 1.0000