XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 624 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 0.5207 0.00925 0.00336 -0.0964 0.5748 0.6306 0.500 0.5646 0.00870 0.00358 -0.0928 0.5574 0.9084 1.000 0.6467 0.00892 0.00366 -0.0980 0.5380 0.9896 1.500 0.7189 0.00920 0.00372 -0.1016 0.5192 1.0000 2.000 0.7672 0.00946 0.00381 -0.1002 0.5027 1.0000 2.500 0.8173 0.00974 0.00398 -0.0992 0.4892 1.0000 3.000 0.8673 0.01013 0.00420 -0.0982 0.4761 1.0000 3.500 0.9195 0.01042 0.00444 -0.0976 0.4650 1.0000 4.000 0.9705 0.01085 0.00475 -0.0969 0.4526 1.0000 4.500 1.0223 0.01117 0.00504 -0.0964 0.4409 1.0000 5.000 1.0730 0.01164 0.00541 -0.0957 0.4294 1.0000 5.500 1.1196 0.01202 0.00569 -0.0943 0.4053 1.0000 6.000 1.1672 0.01248 0.00606 -0.0931 0.3892 1.0000 6.500 1.2120 0.01299 0.00647 -0.0916 0.3665 1.0000 7.000 1.2589 0.01345 0.00694 -0.0904 0.3519 1.0000 7.500 1.2937 0.01426 0.00757 -0.0872 0.3198 1.0000 8.000 1.3206 0.01538 0.00851 -0.0829 0.2843 1.0000 8.500 1.3415 0.01706 0.00996 -0.0784 0.2412 1.0000 9.000 1.3510 0.01966 0.01225 -0.0732 0.1904 1.0000 9.500 1.3643 0.02235 0.01475 -0.0691 0.1562 1.0000 10.000 1.3753 0.02546 0.01770 -0.0655 0.1229 1.0000 10.500 1.3634 0.03062 0.02259 -0.0609 0.0729 1.0000 11.500 1.3329 0.04317 0.03498 -0.0545 0.0028 1.0000 12.000 1.3453 0.04738 0.03933 -0.0535 0.0026 1.0000 12.500 1.3553 0.05200 0.04409 -0.0527 0.0025 1.0000 13.000 1.3629 0.05706 0.04929 -0.0522 0.0025 1.0000 13.500 1.3677 0.06253 0.05493 -0.0518 0.0024 1.0000 14.000 1.3706 0.06843 0.06100 -0.0517 0.0024 1.0000 14.500 1.3709 0.07476 0.06750 -0.0518 0.0024 1.0000 15.000 1.3697 0.08145 0.07436 -0.0523 0.0024 1.0000 15.500 1.3668 0.08851 0.08160 -0.0530 0.0023 1.0000 16.000 1.3623 0.09583 0.08911 -0.0539 0.0023 1.0000 16.500 1.3573 0.10337 0.09683 -0.0552 0.0023 1.0000 17.000 1.3519 0.11105 0.10470 -0.0568 0.0023 1.0000 17.500 1.3461 0.11888 0.11270 -0.0587 0.0024 1.0000 18.000 1.3405 0.12683 0.12083 -0.0610 0.0024 1.0000 18.500 1.3352 0.13482 0.12901 -0.0636 0.0024 1.0000 19.000 1.3300 0.14291 0.13728 -0.0666 0.0024 1.0000 19.500 1.3252 0.15113 0.14568 -0.0701 0.0024 1.0000 20.000 1.3202 0.15954 0.15425 -0.0740 0.0024 1.0000 20.500 1.3149 0.16813 0.16303 -0.0784 0.0024 1.0000 21.000 1.3094 0.17694 0.17200 -0.0833 0.0025 1.0000 21.500 1.3048 0.18575 0.18096 -0.0884 0.0025 1.0000 22.000 1.3009 0.19458 0.18995 -0.0940 0.0025 1.0000 22.500 1.2989 0.20316 0.19866 -0.0996 0.0026 1.0000 23.000 1.2989 0.21135 0.20697 -0.1052 0.0026 1.0000 23.500 1.3007 0.21917 0.21488 -0.1108 0.0026 1.0000 24.000 1.3050 0.22634 0.22214 -0.1162 0.0027 1.0000 24.500 1.3121 0.23273 0.22860 -0.1212 0.0027 1.0000 25.000 1.3212 0.23855 0.23447 -0.1260 0.0027 1.0000 25.500 1.3314 0.24398 0.23996 -0.1307 0.0028 1.0000 26.000 1.3441 0.24854 0.24455 -0.1349 0.0028 1.0000 26.500 1.3578 0.25270 0.24874 -0.1389 0.0029 1.0000 27.000 1.3721 0.25647 0.25256 -0.1428 0.0029 1.0000 27.500 1.3898 0.25887 0.25497 -0.1459 0.0030 1.0000 28.000 1.4020 0.26322 0.25939 -0.1504 0.0030 1.0000 28.500 1.4082 0.26964 0.26594 -0.1564 0.0031 1.0000 29.000 1.4125 0.27669 0.27315 -0.1630 0.0031 1.0000 29.500 1.4155 0.28420 0.28085 -0.1699 0.0032 1.0000 30.000 1.4174 0.29203 0.28890 -0.1772 0.0034 1.0000 30.500 1.4153 0.30131 0.29843 -0.1855 0.0036 1.0000 31.000 1.4103 0.31199 0.30935 -0.1947 0.0038 1.0000 31.500 1.4001 0.32546 0.32306 -0.2055 0.0040 1.0000