XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 645 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 0.4904 0.01079 0.00327 -0.0888 0.4832 0.3219 0.500 0.5435 0.01088 0.00332 -0.0879 0.4684 0.3365 1.000 0.5962 0.01095 0.00340 -0.0870 0.4546 0.3521 1.500 0.6485 0.01104 0.00349 -0.0860 0.4413 0.3711 2.000 0.7000 0.01112 0.00362 -0.0849 0.4280 0.3964 2.500 0.7504 0.01115 0.00378 -0.0837 0.4148 0.4414 3.000 0.7968 0.01087 0.00402 -0.0818 0.4019 0.6086 3.500 0.8909 0.01050 0.00440 -0.0897 0.3852 1.0000 4.000 0.9378 0.01084 0.00463 -0.0878 0.3710 1.0000 4.500 0.9851 0.01116 0.00490 -0.0860 0.3552 1.0000 5.000 1.0308 0.01157 0.00521 -0.0840 0.3395 1.0000 5.500 1.0738 0.01207 0.00557 -0.0816 0.3126 1.0000 6.000 1.1148 0.01267 0.00602 -0.0789 0.2872 1.0000 6.500 1.1511 0.01347 0.00661 -0.0755 0.2570 1.0000 7.000 1.1840 0.01433 0.00728 -0.0716 0.2309 1.0000 7.500 1.2114 0.01530 0.00809 -0.0669 0.2036 1.0000 8.000 1.2101 0.01770 0.00990 -0.0586 0.1188 1.0000 8.500 1.2187 0.01989 0.01190 -0.0525 0.0917 1.0000 9.000 1.2481 0.02114 0.01316 -0.0495 0.0829 1.0000 9.500 1.2403 0.02491 0.01670 -0.0438 0.0290 1.0000 10.000 1.2439 0.02856 0.02036 -0.0404 0.0034 1.0000 10.500 1.2629 0.03134 0.02325 -0.0386 0.0028 1.0000 11.000 1.2793 0.03454 0.02658 -0.0371 0.0026 1.0000 11.500 1.2926 0.03823 0.03041 -0.0359 0.0024 1.0000 12.000 1.3022 0.04245 0.03479 -0.0350 0.0024 1.0000 12.500 1.3096 0.04713 0.03961 -0.0346 0.0024 1.0000 13.000 1.3094 0.05295 0.04568 -0.0345 0.0024 1.0000 13.500 1.3080 0.05917 0.05209 -0.0349 0.0024 1.0000 14.000 1.3043 0.06593 0.05904 -0.0357 0.0024 1.0000 14.500 1.2939 0.07381 0.06714 -0.0369 0.0024 1.0000 15.000 1.2864 0.08149 0.07502 -0.0384 0.0024 1.0000 15.500 1.2754 0.08990 0.08363 -0.0404 0.0024 1.0000 16.000 1.2582 0.09951 0.09348 -0.0429 0.0024 1.0000 16.500 1.2451 0.10873 0.10290 -0.0457 0.0024 1.0000 17.000 1.2361 0.11750 0.11184 -0.0487 0.0024 1.0000 17.500 1.2219 0.12733 0.12190 -0.0524 0.0024 1.0000 18.000 1.2109 0.13683 0.13158 -0.0563 0.0025 1.0000 18.500 1.2060 0.14531 0.14020 -0.0602 0.0025 1.0000 19.000 1.1984 0.15442 0.14947 -0.0646 0.0025 1.0000 19.500 1.1929 0.16327 0.15846 -0.0692 0.0026 1.0000 20.000 1.1915 0.17131 0.16663 -0.0737 0.0026 1.0000 20.500 1.1906 0.17931 0.17474 -0.0783 0.0026 1.0000 21.000 1.1921 0.18683 0.18236 -0.0828 0.0026 1.0000 21.500 1.1963 0.19376 0.18938 -0.0872 0.0027 1.0000 22.000 1.2022 0.20033 0.19606 -0.0915 0.0027 1.0000 22.500 1.2108 0.20621 0.20202 -0.0954 0.0028 1.0000 23.000 1.2196 0.21193 0.20782 -0.0995 0.0028 1.0000 23.500 1.2323 0.21665 0.21263 -0.1029 0.0030 1.0000 24.000 1.2440 0.22151 0.21757 -0.1066 0.0031 1.0000 24.500 1.2586 0.22547 0.22167 -0.1097 0.0034 1.0000 25.000 1.2680 0.23076 0.22708 -0.1139 0.0035 1.0000 25.500 1.2778 0.23567 0.23215 -0.1178 0.0038 1.0000 26.000 1.2831 0.24185 0.23846 -0.1228 0.0039 1.0000 26.500 1.2911 0.24675 0.24351 -0.1269 0.0043 1.0000 27.000 1.2963 0.25346 0.25034 -0.1325 0.0045 1.0000 27.500 1.2967 0.26151 0.25855 -0.1390 0.0046 1.0000 28.000 1.2919 0.27125 0.26850 -0.1466 0.0047 1.0000