XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 675 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 0.6892 0.01031 0.00343 -0.1435 0.6927 0.1467 0.500 0.7430 0.01006 0.00332 -0.1430 0.6733 0.1942 1.000 0.7950 0.00983 0.00340 -0.1423 0.6499 0.3227 1.500 0.8440 0.00943 0.00358 -0.1411 0.6215 0.5564 2.000 0.8954 0.00891 0.00384 -0.1397 0.5853 1.0000 2.500 0.9383 0.00945 0.00409 -0.1370 0.5425 1.0000 3.000 0.9795 0.01010 0.00445 -0.1342 0.5021 1.0000 3.500 1.0216 0.01076 0.00488 -0.1316 0.4745 1.0000 4.000 1.0647 0.01139 0.00535 -0.1293 0.4554 1.0000 4.500 1.1073 0.01199 0.00582 -0.1269 0.4386 1.0000 5.000 1.1470 0.01262 0.00635 -0.1240 0.4231 1.0000 5.500 1.1878 0.01328 0.00692 -0.1215 0.4094 1.0000 6.000 1.2293 0.01394 0.00753 -0.1191 0.3968 1.0000 6.500 1.2713 0.01459 0.00817 -0.1170 0.3855 1.0000 7.000 1.3122 0.01529 0.00887 -0.1148 0.3739 1.0000 7.500 1.3523 0.01605 0.00964 -0.1126 0.3624 1.0000 8.000 1.3905 0.01691 0.01050 -0.1102 0.3495 1.0000 8.500 1.4257 0.01793 0.01150 -0.1076 0.3332 1.0000 9.000 1.4604 0.01903 0.01262 -0.1051 0.3149 1.0000 9.500 1.4925 0.02035 0.01391 -0.1023 0.2967 1.0000 10.000 1.5213 0.02193 0.01545 -0.0994 0.2750 1.0000 10.500 1.5443 0.02394 0.01736 -0.0959 0.2447 1.0000 11.000 1.5570 0.02674 0.01997 -0.0917 0.2061 1.0000 11.500 1.5597 0.03041 0.02340 -0.0868 0.1622 1.0000 12.000 1.5529 0.03512 0.02784 -0.0818 0.1137 1.0000 12.500 1.5320 0.04149 0.03393 -0.0767 0.0639 1.0000 13.000 1.5247 0.04721 0.03959 -0.0734 0.0435 1.0000 13.500 1.5286 0.05216 0.04464 -0.0713 0.0391 1.0000 14.000 1.5340 0.05720 0.04985 -0.0697 0.0374 1.0000 14.500 1.5341 0.06303 0.05584 -0.0685 0.0359 1.0000 15.000 1.5291 0.06973 0.06273 -0.0677 0.0347 1.0000 15.500 1.5194 0.07730 0.07049 -0.0674 0.0338 1.0000 16.000 1.5054 0.08571 0.07911 -0.0676 0.0329 1.0000 16.500 1.4884 0.09480 0.08841 -0.0685 0.0322 1.0000 17.000 1.4813 0.10262 0.09642 -0.0697 0.0318 1.0000 17.500 1.4738 0.11055 0.10454 -0.0712 0.0313 1.0000 18.000 1.4672 0.11840 0.11256 -0.0730 0.0307 1.0000 18.500 1.4622 0.12604 0.12035 -0.0752 0.0302 1.0000 19.000 1.4594 0.13337 0.12782 -0.0776 0.0297 1.0000 19.500 1.4588 0.14037 0.13495 -0.0802 0.0290 1.0000 20.000 1.4599 0.14710 0.14180 -0.0831 0.0283 1.0000 20.500 1.4621 0.15360 0.14839 -0.0861 0.0275 1.0000 21.000 1.4664 0.15957 0.15442 -0.0890 0.0266 1.0000 21.500 1.4740 0.16487 0.15981 -0.0917 0.0259 1.0000 22.000 1.4817 0.17057 0.16566 -0.0951 0.0254 1.0000 22.500 1.4885 0.17644 0.17167 -0.0988 0.0248 1.0000 23.000 1.4955 0.18220 0.17756 -0.1026 0.0240 1.0000 23.500 1.5031 0.18773 0.18321 -0.1065 0.0234 1.0000 24.000 1.5094 0.19355 0.18914 -0.1108 0.0227 1.0000 24.500 1.5151 0.19941 0.19511 -0.1153 0.0220 1.0000 25.000 1.5205 0.20524 0.20101 -0.1201 0.0212 1.0000 25.500 1.5287 0.21024 0.20608 -0.1243 0.0205 1.0000 26.000 1.5327 0.21655 0.21257 -0.1297 0.0201 1.0000 26.500 1.5363 0.22290 0.21910 -0.1352 0.0196 1.0000 27.000 1.5390 0.22943 0.22580 -0.1412 0.0187 1.0000 27.500 1.5423 0.23568 0.23220 -0.1470 0.0181 1.0000 28.000 1.5445 0.24227 0.23891 -0.1533 0.0173 1.0000 28.500 1.5460 0.24897 0.24571 -0.1599 0.0165 1.0000 29.000 1.5462 0.25599 0.25288 -0.1668 0.0156 1.0000 29.500 1.5460 0.26292 0.26002 -0.1737 0.0150 1.0000 30.000 1.5419 0.27100 0.26832 -0.1818 0.0139 1.0000 30.500 1.5358 0.27978 0.27725 -0.1904 0.0123 1.0000 31.500 1.4381 0.33377 0.33167 -0.2327 0.0050 1.0000 32.000 1.4479 0.33782 0.33566 -0.2381 0.0044 1.0000 32.500 1.4558 0.34287 0.34071 -0.2441 0.0041 1.0000 33.000 1.4636 0.34773 0.34561 -0.2501 0.0039 1.0000 33.500 1.4713 0.35250 0.35040 -0.2560 0.0037 1.0000 34.000 1.4779 0.35776 0.35572 -0.2623 0.0036 1.0000 34.500 1.4744 0.39144 0.38939 -0.2787 0.0096 1.0000