XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 285 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3069 0.00979 0.00255 -0.0616 0.6207 0.1771 0.500 0.3561 0.00899 0.00246 -0.0604 0.5917 0.4096 1.000 0.4058 0.00772 0.00276 -0.0581 0.5619 0.9403 1.500 0.5004 0.00818 0.00295 -0.0657 0.5149 0.9890 2.000 0.5870 0.00857 0.00302 -0.0722 0.4676 1.0000 2.500 0.6344 0.00891 0.00314 -0.0704 0.4369 1.0000 3.000 0.6816 0.00927 0.00331 -0.0685 0.4080 1.0000 3.500 0.7286 0.00963 0.00352 -0.0665 0.3821 1.0000 4.000 0.7749 0.01002 0.00377 -0.0644 0.3509 1.0000 4.500 0.8206 0.01046 0.00404 -0.0622 0.3202 1.0000 5.000 0.8663 0.01093 0.00439 -0.0600 0.3011 1.0000 5.500 0.9113 0.01144 0.00476 -0.0578 0.2804 1.0000 6.000 0.9571 0.01191 0.00518 -0.0557 0.2699 1.0000 6.500 1.0030 0.01241 0.00564 -0.0536 0.2582 1.0000 7.000 1.0494 0.01293 0.00614 -0.0517 0.2506 1.0000 7.500 1.0960 0.01342 0.00663 -0.0499 0.2376 1.0000 8.000 1.1428 0.01393 0.00717 -0.0483 0.2299 1.0000 8.500 1.1891 0.01446 0.00773 -0.0465 0.2199 1.0000 9.000 1.2341 0.01503 0.00831 -0.0447 0.2037 1.0000 9.500 1.2795 0.01559 0.00889 -0.0429 0.1809 1.0000 10.000 1.3013 0.01766 0.01043 -0.0380 0.0977 1.0000 10.500 1.3141 0.01989 0.01238 -0.0316 0.0530 1.0000 11.000 1.3339 0.02180 0.01427 -0.0268 0.0432 1.0000 11.500 1.3532 0.02387 0.01643 -0.0225 0.0397 1.0000 12.000 1.3691 0.02635 0.01903 -0.0187 0.0384 1.0000 12.500 1.3803 0.02947 0.02230 -0.0155 0.0370 1.0000 13.000 1.3884 0.03326 0.02627 -0.0131 0.0355 1.0000 13.500 1.3921 0.03789 0.03106 -0.0117 0.0346 1.0000 14.000 1.3828 0.04435 0.03768 -0.0111 0.0338 1.0000 14.500 1.3732 0.05126 0.04477 -0.0113 0.0332 1.0000 15.000 1.3679 0.05799 0.05170 -0.0119 0.0328 1.0000 15.500 1.3627 0.06497 0.05886 -0.0130 0.0323 1.0000 16.000 1.3571 0.07212 0.06617 -0.0142 0.0317 1.0000 16.500 1.3539 0.07901 0.07320 -0.0154 0.0312 1.0000 17.000 1.3533 0.08556 0.07985 -0.0167 0.0305 1.0000 17.500 1.3586 0.09069 0.08500 -0.0168 0.0299 1.0000 18.000 1.3675 0.09530 0.08969 -0.0167 0.0293 1.0000 18.500 1.3692 0.10186 0.09645 -0.0186 0.0289 1.0000 19.000 1.3707 0.10836 0.10313 -0.0205 0.0284 1.0000 19.500 1.3731 0.11470 0.10965 -0.0224 0.0280 1.0000 20.000 1.3753 0.12114 0.11626 -0.0246 0.0275 1.0000 20.500 1.3765 0.12783 0.12312 -0.0273 0.0270 1.0000 21.000 1.3795 0.13407 0.12944 -0.0300 0.0263 1.0000 21.500 1.3863 0.13896 0.13442 -0.0312 0.0256 1.0000 22.000 1.3633 0.15126 0.14706 -0.0391 0.0254 1.0000 22.500 1.3401 0.16395 0.16009 -0.0475 0.0252 1.0000 23.000 1.3046 0.18032 0.17685 -0.0591 0.0250 1.0000