XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 630 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 0.7619 0.01192 0.00452 -0.1435 0.5704 0.0501 0.500 0.8095 0.01152 0.00398 -0.1417 0.5494 0.0563 1.000 0.8567 0.01147 0.00382 -0.1399 0.5284 0.0631 1.500 0.9030 0.01147 0.00373 -0.1380 0.5080 0.0747 2.000 0.9488 0.01157 0.00380 -0.1360 0.4896 0.0958 2.500 1.0235 0.01031 0.00435 -0.1411 0.4710 1.0000 3.000 1.0689 0.01074 0.00460 -0.1391 0.4556 1.0000 3.500 1.1139 0.01118 0.00489 -0.1371 0.4418 1.0000 4.000 1.1582 0.01165 0.00524 -0.1351 0.4297 1.0000 4.500 1.2016 0.01213 0.00563 -0.1329 0.4186 1.0000 5.000 1.2436 0.01262 0.00605 -0.1305 0.4083 1.0000 5.500 1.2756 0.01315 0.00647 -0.1262 0.3902 1.0000 6.000 1.3114 0.01368 0.00695 -0.1228 0.3758 1.0000 6.500 1.3431 0.01436 0.00753 -0.1189 0.3563 1.0000 7.000 1.3735 0.01518 0.00826 -0.1151 0.3334 1.0000 7.500 1.4062 0.01605 0.00908 -0.1119 0.3180 1.0000 8.000 1.4389 0.01701 0.01001 -0.1088 0.3054 1.0000 8.500 1.4609 0.01857 0.01140 -0.1047 0.2729 1.0000 9.000 1.4742 0.02084 0.01346 -0.1001 0.2291 1.0000 9.500 1.4259 0.02772 0.01959 -0.0903 0.1066 1.0000 10.000 1.3971 0.03425 0.02581 -0.0844 0.0317 1.0000 10.500 1.3949 0.03911 0.03066 -0.0812 0.0040 1.0000 11.000 1.4090 0.04269 0.03435 -0.0794 0.0036 1.0000 11.500 1.4203 0.04672 0.03852 -0.0778 0.0033 1.0000 12.000 1.4302 0.05108 0.04303 -0.0764 0.0032 1.0000 12.500 1.4361 0.05607 0.04820 -0.0753 0.0031 1.0000 13.000 1.4397 0.06152 0.05386 -0.0744 0.0031 1.0000 13.500 1.4393 0.06766 0.06020 -0.0739 0.0031 1.0000 14.000 1.4361 0.07437 0.06709 -0.0737 0.0031 1.0000 14.500 1.4303 0.08161 0.07454 -0.0738 0.0031 1.0000 15.000 1.4228 0.08925 0.08238 -0.0743 0.0031 1.0000 15.500 1.4155 0.09702 0.09035 -0.0751 0.0031 1.0000 16.000 1.4055 0.10533 0.09886 -0.0763 0.0031 1.0000 16.500 1.3996 0.11314 0.10685 -0.0778 0.0032 1.0000 17.000 1.3924 0.12124 0.11514 -0.0796 0.0032 1.0000 17.500 1.3875 0.12905 0.12317 -0.0817 0.0032 1.0000 18.000 1.3833 0.13684 0.13114 -0.0841 0.0033 1.0000 18.500 1.3807 0.14436 0.13883 -0.0868 0.0033 1.0000 19.000 1.3776 0.15204 0.14668 -0.0898 0.0034 1.0000 19.500 1.3760 0.15946 0.15426 -0.0930 0.0035 1.0000 20.000 1.3764 0.16648 0.16142 -0.0963 0.0036 1.0000 20.500 1.3781 0.17321 0.16830 -0.0996 0.0036 1.0000 21.000 1.3827 0.17930 0.17454 -0.1027 0.0037 1.0000 21.500 1.3896 0.18478 0.18014 -0.1056 0.0038 1.0000 22.000 1.3991 0.18948 0.18496 -0.1082 0.0040 1.0000 22.500 1.4111 0.19316 0.18878 -0.1101 0.0041 1.0000 23.000 1.4222 0.19749 0.19324 -0.1127 0.0043 1.0000 23.500 1.4301 0.20284 0.19874 -0.1163 0.0045 1.0000 24.000 1.4372 0.20840 0.20447 -0.1202 0.0047 1.0000 24.500 1.4422 0.21441 0.21070 -0.1244 0.0049 1.0000 25.000 1.4428 0.22127 0.21792 -0.1291 0.0056 1.0000 25.500 1.4296 0.23174 0.22878 -0.1364 0.0062 1.0000 26.000 1.4118 0.24405 0.24140 -0.1455 0.0065 1.0000 26.500 1.3822 0.26126 0.25895 -0.1580 0.0069 1.0000