XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 647 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 0.5268 0.01046 0.00345 -0.0893 0.4701 0.4069 0.500 0.5728 0.01061 0.00357 -0.0872 0.4425 0.4626 1.000 0.6177 0.01072 0.00372 -0.0848 0.4168 0.5249 1.500 0.6565 0.01060 0.00395 -0.0813 0.3959 0.6648 2.000 0.7910 0.01071 0.00452 -0.0979 0.3709 1.0000 2.500 0.8328 0.01112 0.00477 -0.0950 0.3573 1.0000 3.000 0.8748 0.01154 0.00505 -0.0922 0.3463 1.0000 3.500 0.9166 0.01198 0.00538 -0.0894 0.3370 1.0000 4.000 0.9574 0.01248 0.00574 -0.0865 0.3287 1.0000 4.500 0.9992 0.01291 0.00612 -0.0838 0.3205 1.0000 5.000 1.0400 0.01338 0.00654 -0.0810 0.3134 1.0000 5.500 1.0775 0.01395 0.00701 -0.0776 0.3072 1.0000 6.000 1.1169 0.01440 0.00749 -0.0747 0.3012 1.0000 6.500 1.1501 0.01484 0.00786 -0.0708 0.2874 1.0000 7.000 1.1880 0.01541 0.00842 -0.0679 0.2801 1.0000 7.500 1.2239 0.01607 0.00905 -0.0649 0.2719 1.0000 8.000 1.2600 0.01674 0.00971 -0.0622 0.2629 1.0000 8.500 1.2973 0.01744 0.01044 -0.0598 0.2546 1.0000 9.000 1.3312 0.01832 0.01130 -0.0572 0.2430 1.0000 9.500 1.3649 0.01932 0.01232 -0.0547 0.2331 1.0000 10.000 1.3973 0.02047 0.01350 -0.0524 0.2252 1.0000 10.500 1.4223 0.02213 0.01506 -0.0496 0.2069 1.0000 11.000 1.4477 0.02392 0.01686 -0.0472 0.1902 1.0000 11.500 1.4719 0.02592 0.01888 -0.0450 0.1790 1.0000 12.000 1.4150 0.03450 0.02690 -0.0389 0.0925 1.0000 12.500 1.3671 0.04397 0.03624 -0.0361 0.0423 1.0000 13.000 1.3370 0.05282 0.04516 -0.0356 0.0177 1.0000 13.500 1.3154 0.06139 0.05388 -0.0360 0.0047 1.0000 14.000 1.3073 0.06870 0.06138 -0.0368 0.0037 1.0000 14.500 1.2974 0.07649 0.06936 -0.0379 0.0035 1.0000 15.000 1.2826 0.08515 0.07822 -0.0395 0.0033 1.0000 15.500 1.2667 0.09420 0.08747 -0.0414 0.0033 1.0000 16.000 1.2523 0.10319 0.09665 -0.0436 0.0033 1.0000 16.500 1.2391 0.11211 0.10578 -0.0460 0.0033 1.0000 17.000 1.2288 0.12071 0.11454 -0.0486 0.0032 1.0000 17.500 1.2198 0.12923 0.12323 -0.0515 0.0031 1.0000 18.000 1.2158 0.13697 0.13111 -0.0544 0.0031 1.0000 18.500 1.2132 0.14459 0.13887 -0.0575 0.0031 1.0000 19.000 1.2139 0.15165 0.14606 -0.0607 0.0031 1.0000 19.500 1.2148 0.15872 0.15326 -0.0640 0.0031 1.0000 20.000 1.2169 0.16560 0.16028 -0.0675 0.0031 1.0000 20.500 1.2201 0.17228 0.16710 -0.0712 0.0030 1.0000 21.000 1.2229 0.17906 0.17401 -0.0750 0.0030 1.0000 21.500 1.2259 0.18580 0.18088 -0.0791 0.0030 1.0000 22.000 1.2285 0.19268 0.18788 -0.0834 0.0031 1.0000 22.500 1.2323 0.19930 0.19463 -0.0877 0.0031 1.0000 23.000 1.2343 0.20632 0.20176 -0.0925 0.0029 1.0000 23.500 1.2390 0.21276 0.20831 -0.0970 0.0030 1.0000 24.000 1.2429 0.21935 0.21500 -0.1018 0.0029 1.0000 24.500 1.2491 0.22540 0.22113 -0.1064 0.0029 1.0000 25.000 1.2559 0.23128 0.22709 -0.1111 0.0028 1.0000 25.500 1.2663 0.23620 0.23208 -0.1152 0.0029 1.0000 26.000 1.2774 0.24087 0.23682 -0.1193 0.0030 1.0000 26.500 1.2896 0.24515 0.24118 -0.1233 0.0030 1.0000 27.000 1.3010 0.24952 0.24562 -0.1274 0.0030 1.0000 27.500 1.3129 0.25366 0.24984 -0.1315 0.0031 1.0000 28.000 1.3237 0.25799 0.25427 -0.1358 0.0032 1.0000 28.500 1.3336 0.26248 0.25889 -0.1403 0.0031 1.0000 29.000 1.3420 0.26723 0.26376 -0.1451 0.0032 1.0000 29.500 1.3487 0.27225 0.26892 -0.1501 0.0034 1.0000 30.000 1.3500 0.27907 0.27592 -0.1564 0.0034 1.0000 30.500 1.3545 0.28449 0.28148 -0.1619 0.0036 1.0000 31.000 1.3526 0.29275 0.28992 -0.1692 0.0036 1.0000 31.500 1.3546 0.29992 0.29721 -0.1759 0.0037 1.0000 32.000 1.3414 0.31344 0.31103 -0.1862 0.0039 1.0000