XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 652 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 1.1764 0.01222 0.00591 -0.2628 0.5996 0.2039 1.000 1.2311 0.01247 0.00611 -0.2618 0.5866 0.2127 1.500 1.2858 0.01259 0.00614 -0.2610 0.5711 0.2214 2.000 1.3386 0.01283 0.00639 -0.2598 0.5548 0.2302 2.500 1.3895 0.01318 0.00665 -0.2582 0.5380 0.2382 3.000 1.4395 0.01345 0.00685 -0.2566 0.5193 0.2479 3.500 1.4867 0.01386 0.00723 -0.2544 0.4982 0.2570 4.000 1.5278 0.01446 0.00769 -0.2512 0.4710 0.2643 4.500 1.5650 0.01505 0.00819 -0.2474 0.4381 0.2746 6.000 1.6479 0.01813 0.01095 -0.2318 0.3707 0.3025 6.500 1.6779 0.01935 0.01215 -0.2274 0.3596 0.3138 7.000 1.7118 0.02045 0.01328 -0.2238 0.3507 0.3255 7.500 1.7410 0.02191 0.01474 -0.2197 0.3423 0.3380 8.000 1.7753 0.02316 0.01606 -0.2165 0.3361 0.3508 8.500 1.8089 0.02447 0.01749 -0.2134 0.3297 0.3652 9.000 1.8364 0.02625 0.01927 -0.2097 0.3215 0.3776 9.500 1.8657 0.02799 0.02110 -0.2063 0.3137 0.3919 10.000 1.8954 0.02970 0.02294 -0.2033 0.3063 0.4062 10.500 1.9178 0.03208 0.02533 -0.1997 0.2975 0.4200 11.000 1.9441 0.03424 0.02765 -0.1967 0.2896 0.4356 11.500 1.9688 0.03662 0.03015 -0.1938 0.2806 0.4530 12.000 1.9871 0.03972 0.03332 -0.1907 0.2710 0.4713 12.500 2.0072 0.04284 0.03657 -0.1880 0.2592 0.4956 13.000 2.0244 0.04646 0.04033 -0.1855 0.2459 0.5290 13.500 2.0353 0.05092 0.04495 -0.1831 0.2286 0.6103 15.500 2.0314 0.07614 0.07039 -0.1747 0.1725 1.0000 16.000 2.0294 0.08335 0.07765 -0.1738 0.1647 1.0000 16.500 2.0342 0.08974 0.08417 -0.1732 0.1586 1.0000 17.000 2.0351 0.09681 0.09134 -0.1729 0.1526 1.0000 17.500 2.0344 0.10416 0.09879 -0.1731 0.1470 1.0000 18.000 2.0389 0.11075 0.10553 -0.1734 0.1407 1.0000 18.500 2.0349 0.11865 0.11351 -0.1744 0.1341 1.0000 19.000 2.0331 0.12624 0.12123 -0.1758 0.1262 1.0000 19.500 2.0277 0.13435 0.12946 -0.1777 0.1178 1.0000 20.000 2.0190 0.14298 0.13818 -0.1803 0.1101 1.0000 20.500 2.0074 0.15203 0.14729 -0.1836 0.1026 1.0000 21.000 1.9981 0.16060 0.15595 -0.1871 0.0956 1.0000 21.500 1.9891 0.16901 0.16444 -0.1909 0.0899 1.0000 22.000 1.9783 0.17760 0.17306 -0.1952 0.0850 1.0000 22.500 1.9759 0.18465 0.18024 -0.1989 0.0806 1.0000 23.000 1.9707 0.19202 0.18763 -0.2030 0.0765 1.0000 23.500 1.9714 0.19829 0.19403 -0.2066 0.0729 1.0000 24.000 1.9667 0.20542 0.20119 -0.2110 0.0690 1.0000 24.500 1.9672 0.21154 0.20744 -0.2150 0.0650 1.0000 25.000 1.9631 0.21835 0.21430 -0.2196 0.0619 1.0000 25.500 1.9640 0.22419 0.22027 -0.2237 0.0585 1.0000 26.000 1.9588 0.23111 0.22723 -0.2289 0.0555 1.0000 26.500 1.9573 0.23727 0.23351 -0.2336 0.0524 1.0000 27.000 1.9527 0.24384 0.24010 -0.2388 0.0498 1.0000 27.500 1.9525 0.24952 0.24593 -0.2434 0.0479 1.0000 28.000 1.9486 0.25585 0.25231 -0.2487 0.0454 1.0000 28.500 1.9466 0.26163 0.25815 -0.2538 0.0437 1.0000 29.000 1.9416 0.26807 0.26473 -0.2595 0.0413 1.0000 29.500 1.9409 0.27336 0.27004 -0.2644 0.0398 1.0000 30.000 1.9389 0.27879 0.27558 -0.2695 0.0384 1.0000 30.500 1.9339 0.28491 0.28183 -0.2754 0.0366 1.0000 31.000 1.9334 0.28982 0.28679 -0.2803 0.0354 1.0000 31.500 1.9316 0.29494 0.29197 -0.2855 0.0340 1.0000 32.000 1.9260 0.30083 0.29802 -0.2915 0.0328 1.0000 33.000 1.9224 0.31036 0.30764 -0.3018 0.0302 1.0000 33.500 1.9041 0.31909 0.31661 -0.3107 0.0282 1.0000 34.000 1.8981 0.32462 0.32228 -0.3168 0.0278 1.0000 34.500 1.8932 0.32978 0.32744 -0.3226 0.0258 1.0000 35.000 1.8663 0.34079 0.33873 -0.3336 0.0240 1.0000 35.500 1.8672 0.34423 0.34214 -0.3381 0.0225 1.0000 36.000 1.8214 0.36135 0.35958 -0.3541 0.0194 1.0000 38.000 1.7860 0.38552 0.38362 -0.3820 0.0065 1.0000 38.500 1.7861 0.38788 0.38601 -0.3863 0.0062 1.0000 39.000 1.7867 0.38969 0.38782 -0.3903 0.0058 1.0000 39.500 1.7892 0.39070 0.38879 -0.3937 0.0055 1.0000