XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 646 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 0.5202 0.01061 0.00377 -0.1176 0.5930 0.3763 1.000 0.6228 0.01080 0.00395 -0.1152 0.5727 0.4060 1.500 0.6716 0.01082 0.00403 -0.1136 0.5637 0.4232 2.000 0.7225 0.01097 0.00416 -0.1124 0.5534 0.4437 2.500 0.7685 0.01097 0.00432 -0.1102 0.5442 0.4714 3.000 0.8113 0.01096 0.00447 -0.1073 0.5335 0.5146 3.500 0.8493 0.01099 0.00470 -0.1035 0.5209 0.5845 4.000 0.8831 0.01104 0.00490 -0.0987 0.5075 0.6474 4.500 0.9205 0.01121 0.00519 -0.0948 0.4951 0.6951 6.000 1.0626 0.01185 0.00632 -0.0903 0.4329 1.0000 6.500 1.0821 0.01267 0.00691 -0.0839 0.3904 1.0000 7.000 1.1053 0.01368 0.00772 -0.0786 0.3555 1.0000 7.500 1.1316 0.01477 0.00866 -0.0741 0.3313 1.0000 8.000 1.1557 0.01608 0.00981 -0.0697 0.3062 1.0000 8.500 1.1818 0.01743 0.01104 -0.0659 0.2837 1.0000 9.000 1.2125 0.01869 0.01226 -0.0629 0.2658 1.0000 9.500 1.2421 0.02009 0.01360 -0.0601 0.2478 1.0000 10.000 1.2698 0.02169 0.01517 -0.0573 0.2309 1.0000 10.500 1.2868 0.02405 0.01737 -0.0538 0.2016 1.0000 11.000 1.3092 0.02622 0.01951 -0.0511 0.1861 1.0000 11.500 1.3252 0.02898 0.02219 -0.0483 0.1670 1.0000 12.000 1.3366 0.03224 0.02537 -0.0456 0.1485 1.0000 12.500 1.3519 0.03540 0.02853 -0.0434 0.1333 1.0000 13.000 1.3381 0.04122 0.03408 -0.0405 0.0876 1.0000 13.500 1.3324 0.04674 0.03953 -0.0385 0.0697 1.0000 14.000 1.3398 0.05124 0.04411 -0.0374 0.0629 1.0000 14.500 1.3444 0.05618 0.04910 -0.0365 0.0551 1.0000 15.000 1.3505 0.06106 0.05407 -0.0360 0.0502 1.0000 15.500 1.3538 0.06639 0.05947 -0.0356 0.0448 1.0000 16.000 1.3521 0.07240 0.06554 -0.0355 0.0380 1.0000 16.500 1.3270 0.08136 0.07447 -0.0360 0.0204 1.0000 17.000 1.3002 0.09101 0.08420 -0.0371 0.0086 1.0000 17.500 1.2835 0.09964 0.09297 -0.0386 0.0037 1.0000 18.000 1.2739 0.10754 0.10104 -0.0402 0.0029 1.0000 18.500 1.2672 0.11510 0.10876 -0.0421 0.0027 1.0000 19.000 1.2622 0.12255 0.11637 -0.0443 0.0027 1.0000 19.500 1.2574 0.13004 0.12401 -0.0468 0.0027 1.0000 20.000 1.2516 0.13773 0.13186 -0.0497 0.0026 1.0000 20.500 1.2475 0.14528 0.13956 -0.0529 0.0025 1.0000 21.000 1.2445 0.15274 0.14717 -0.0563 0.0025 1.0000 21.500 1.2430 0.16003 0.15461 -0.0600 0.0025 1.0000 22.000 1.2407 0.16752 0.16224 -0.0640 0.0024 1.0000 22.500 1.2411 0.17456 0.16942 -0.0680 0.0024 1.0000 23.000 1.2409 0.18182 0.17682 -0.0724 0.0024 1.0000 23.500 1.2409 0.18915 0.18428 -0.0771 0.0025 1.0000 24.000 1.2398 0.19676 0.19205 -0.0822 0.0024 1.0000 24.500 1.2384 0.20449 0.19993 -0.0875 0.0024 1.0000 25.000 1.2352 0.21280 0.20840 -0.0934 0.0024 1.0000 25.500 1.2332 0.22088 0.21663 -0.0993 0.0024 1.0000 26.000 1.2264 0.23021 0.22614 -0.1062 0.0024 1.0000 26.500 1.2218 0.23920 0.23529 -0.1130 0.0025 1.0000 27.000 1.2108 0.25027 0.24655 -0.1212 0.0025 1.0000 27.500 1.2032 0.26079 0.25723 -0.1290 0.0025 1.0000 28.000 1.1998 0.27028 0.26683 -0.1362 0.0026 1.0000 28.500 1.2020 0.27814 0.27477 -0.1425 0.0026 1.0000 29.000 1.2083 0.28448 0.28117 -0.1480 0.0026 1.0000 29.500 1.2170 0.28985 0.28657 -0.1529 0.0026 1.0000 30.000 1.2270 0.29457 0.29132 -0.1576 0.0026 1.0000 30.500 1.2380 0.29880 0.29557 -0.1621 0.0026 1.0000 31.000 1.2493 0.30266 0.29944 -0.1664 0.0026 1.0000 31.500 1.2605 0.30639 0.30319 -0.1707 0.0026 1.0000 32.000 1.2719 0.30987 0.30670 -0.1750 0.0026 1.0000 32.500 1.2824 0.31349 0.31034 -0.1793 0.0027 1.0000 33.000 1.2923 0.31715 0.31405 -0.1838 0.0027 1.0000 33.500 1.3020 0.32069 0.31763 -0.1883 0.0027 1.0000 34.000 1.3101 0.32467 0.32166 -0.1931 0.0027 1.0000 34.500 1.3179 0.32852 0.32558 -0.1979 0.0027 1.0000 35.000 1.3245 0.33268 0.32980 -0.2029 0.0028 1.0000 35.500 1.3288 0.33760 0.33481 -0.2084 0.0028 1.0000 36.000 1.3310 0.34324 0.34055 -0.2143 0.0028 1.0000 36.500 1.3301 0.35036 0.34781 -0.2210 0.0029 1.0000