XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 628 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 0.5913 0.01069 0.00355 -0.1097 0.5346 0.3284 0.500 0.6430 0.01083 0.00364 -0.1085 0.5154 0.3472 1.000 0.6933 0.01098 0.00376 -0.1071 0.4946 0.3645 1.500 0.7425 0.01118 0.00389 -0.1055 0.4726 0.3820 2.000 0.7902 0.01142 0.00408 -0.1037 0.4492 0.4010 2.500 0.8364 0.01169 0.00430 -0.1016 0.4260 0.4186 3.000 0.8817 0.01201 0.00457 -0.0995 0.4055 0.4391 3.500 0.9256 0.01233 0.00489 -0.0972 0.3879 0.4641 4.000 0.9682 0.01264 0.00526 -0.0946 0.3735 0.5024 4.500 0.9999 0.01237 0.00572 -0.0900 0.3625 0.7479 5.500 1.1216 0.01331 0.00679 -0.0927 0.3412 1.0000 6.000 1.1618 0.01382 0.00728 -0.0899 0.3331 1.0000 6.500 1.1994 0.01440 0.00782 -0.0867 0.3231 1.0000 7.000 1.2343 0.01503 0.00838 -0.0833 0.3104 1.0000 7.500 1.2695 0.01571 0.00904 -0.0801 0.2990 1.0000 8.000 1.3058 0.01647 0.00979 -0.0773 0.2916 1.0000 8.500 1.3394 0.01730 0.01061 -0.0742 0.2802 1.0000 9.000 1.3720 0.01826 0.01157 -0.0713 0.2706 1.0000 9.500 1.4037 0.01933 0.01265 -0.0686 0.2581 1.0000 10.000 1.4340 0.02058 0.01391 -0.0659 0.2481 1.0000 10.500 1.4594 0.02221 0.01550 -0.0630 0.2291 1.0000 11.000 1.4830 0.02411 0.01740 -0.0603 0.2151 1.0000 11.500 1.5042 0.02632 0.01961 -0.0578 0.1990 1.0000 12.000 1.5111 0.02978 0.02297 -0.0548 0.1727 1.0000 12.500 1.4992 0.03512 0.02811 -0.0516 0.1355 1.0000 13.000 1.4994 0.03980 0.03278 -0.0496 0.1186 1.0000 13.500 1.4724 0.04744 0.04032 -0.0476 0.0882 1.0000 14.000 1.4505 0.05523 0.04813 -0.0467 0.0657 1.0000 14.500 1.3823 0.06924 0.06206 -0.0472 0.0271 1.0000 15.000 1.3473 0.08022 0.07315 -0.0486 0.0113 1.0000 15.500 1.3204 0.09071 0.08381 -0.0505 0.0031 1.0000 16.000 1.3110 0.09897 0.09225 -0.0524 0.0028 1.0000 16.500 1.3019 0.10734 0.10079 -0.0545 0.0026 1.0000 17.000 1.2914 0.11608 0.10972 -0.0571 0.0022 1.0000 17.500 1.2884 0.12369 0.11747 -0.0596 0.0024 1.0000 18.000 1.2826 0.13185 0.12579 -0.0626 0.0021 1.0000 18.500 1.2798 0.13955 0.13365 -0.0657 0.0021 1.0000 19.000 1.2794 0.14685 0.14110 -0.0689 0.0021 1.0000 19.500 1.2787 0.15424 0.14864 -0.0723 0.0019 1.0000 20.000 1.2799 0.16130 0.15583 -0.0759 0.0019 1.0000 20.500 1.2819 0.16823 0.16289 -0.0796 0.0019 1.0000 21.000 1.2833 0.17522 0.17003 -0.0835 0.0019 1.0000 21.500 1.2846 0.18226 0.17720 -0.0877 0.0019 1.0000 22.000 1.2864 0.18924 0.18432 -0.0920 0.0019 1.0000 22.500 1.2879 0.19626 0.19149 -0.0966 0.0019 1.0000 23.000 1.2866 0.20391 0.19929 -0.1017 0.0018 1.0000 23.500 1.2881 0.21091 0.20642 -0.1065 0.0019 1.0000 24.000 1.2843 0.21919 0.21485 -0.1123 0.0018 1.0000 24.500 1.2845 0.22660 0.22238 -0.1177 0.0018 1.0000 25.000 1.2854 0.23386 0.22974 -0.1232 0.0018 1.0000 25.500 1.2890 0.24051 0.23649 -0.1284 0.0018 1.0000 26.000 1.2926 0.24710 0.24317 -0.1337 0.0019 1.0000 26.500 1.2979 0.25318 0.24932 -0.1387 0.0018 1.0000 27.000 1.3058 0.25850 0.25469 -0.1434 0.0019 1.0000 27.500 1.3152 0.26336 0.25960 -0.1479 0.0019 1.0000 28.000 1.3245 0.26806 0.26436 -0.1523 0.0019 1.0000 28.500 1.3349 0.27233 0.26868 -0.1566 0.0019 1.0000 29.000 1.3456 0.27638 0.27279 -0.1609 0.0019 1.0000 29.500 1.3559 0.28047 0.27694 -0.1653 0.0019 1.0000 30.000 1.3659 0.28439 0.28092 -0.1697 0.0020 1.0000 30.500 1.3745 0.28878 0.28540 -0.1745 0.0020 1.0000 31.000 1.3814 0.29354 0.29028 -0.1795 0.0020 1.0000 31.500 1.3921 0.29659 0.29341 -0.1837 0.0021 1.0000 32.000 1.3949 0.30285 0.29977 -0.1900 0.0021 1.0000 32.500 1.3973 0.30923 0.30627 -0.1963 0.0021 1.0000 33.000 1.3964 0.31716 0.31439 -0.2036 0.0022 1.0000