XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 29B 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 0.6028 0.02013 0.01401 -0.1054 0.4963 0.0585 1.000 0.7259 0.01506 0.00790 -0.1062 0.4660 0.0587 1.500 0.7843 0.01397 0.00636 -0.1060 0.4529 0.0633 2.000 0.8403 0.01345 0.00578 -0.1059 0.4402 0.0684 2.500 0.8968 0.01311 0.00525 -0.1056 0.4269 0.0738 3.000 0.9525 0.01269 0.00483 -0.1054 0.4106 0.0773 3.500 1.0077 0.01263 0.00472 -0.1051 0.3924 0.0818 4.000 1.0627 0.01251 0.00457 -0.1048 0.3677 0.0866 4.500 1.1161 0.01276 0.00469 -0.1044 0.3264 0.0923 5.000 1.1667 0.01339 0.00507 -0.1037 0.2798 0.0988 5.500 1.2161 0.01415 0.00568 -0.1029 0.2530 0.1155 6.000 1.2641 0.01346 0.00636 -0.1017 0.2433 1.0000 6.500 1.3135 0.01423 0.00700 -0.1008 0.2296 1.0000 7.000 1.3622 0.01499 0.00765 -0.0999 0.2157 1.0000 7.500 1.4115 0.01563 0.00825 -0.0990 0.2026 1.0000 8.000 1.4595 0.01634 0.00886 -0.0980 0.1809 1.0000 8.500 1.4882 0.01867 0.01054 -0.0949 0.1006 1.0000 9.000 1.4885 0.02271 0.01405 -0.0881 0.0063 1.0000 9.500 1.5154 0.02424 0.01567 -0.0845 0.0045 1.0000 10.000 1.5403 0.02610 0.01770 -0.0813 0.0041 1.0000 10.500 1.5620 0.02844 0.02019 -0.0786 0.0040 1.0000 11.000 1.5799 0.03139 0.02332 -0.0762 0.0038 1.0000 11.500 1.5933 0.03506 0.02720 -0.0744 0.0038 1.0000 12.000 1.6014 0.03963 0.03198 -0.0731 0.0037 1.0000 12.500 1.6037 0.04520 0.03780 -0.0725 0.0037 1.0000 13.000 1.5998 0.05178 0.04466 -0.0724 0.0037 1.0000 13.500 1.5886 0.05941 0.05254 -0.0727 0.0037 1.0000 14.000 1.5717 0.06816 0.06155 -0.0736 0.0038 1.0000 14.500 1.5500 0.07807 0.07174 -0.0753 0.0038 1.0000 15.000 1.5255 0.08886 0.08279 -0.0776 0.0038 1.0000 15.500 1.4982 0.10049 0.09468 -0.0806 0.0038 1.0000 16.000 1.4693 0.11277 0.10723 -0.0844 0.0039 1.0000 16.500 1.4410 0.12544 0.12015 -0.0889 0.0039 1.0000 17.000 1.4168 0.13782 0.13275 -0.0939 0.0039 1.0000 17.500 1.3976 0.14964 0.14477 -0.0994 0.0040 1.0000 18.000 1.3839 0.16057 0.15586 -0.1049 0.0040 1.0000 18.500 1.3758 0.17051 0.16595 -0.1103 0.0041 1.0000 19.000 1.3735 0.17919 0.17472 -0.1153 0.0041 1.0000 19.500 1.3765 0.18662 0.18226 -0.1197 0.0042 1.0000 20.000 1.3855 0.19242 0.18810 -0.1233 0.0043 1.0000 20.500 1.4016 0.19601 0.19171 -0.1253 0.0044 1.0000 21.000 1.4124 0.20171 0.19749 -0.1291 0.0045 1.0000 21.500 1.4236 0.20730 0.20318 -0.1330 0.0047 1.0000 22.000 1.4342 0.21301 0.20902 -0.1370 0.0049 1.0000 22.500 1.4478 0.21776 0.21398 -0.1404 0.0053 1.0000 23.000 1.4610 0.22211 0.21855 -0.1434 0.0060 1.0000 23.500 1.4701 0.22707 0.22369 -0.1471 0.0066 1.0000 24.000 1.4856 0.23090 0.22760 -0.1502 0.0072 1.0000