XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 681 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 0.4430 0.01036 0.00339 -0.0815 0.5787 0.2949 0.500 0.4890 0.01028 0.00333 -0.0791 0.5582 0.3247 1.000 0.5305 0.00996 0.00336 -0.0761 0.5370 0.4290 1.500 0.5572 0.00923 0.00347 -0.0699 0.5142 0.6974 2.000 0.6528 0.00934 0.00402 -0.0774 0.4753 0.9376 2.500 0.7312 0.01009 0.00446 -0.0819 0.4272 0.9733 3.000 0.8115 0.01094 0.00497 -0.0872 0.3809 0.9920 3.500 0.8780 0.01163 0.00539 -0.0899 0.3509 1.0000 4.000 0.9006 0.01202 0.00568 -0.0834 0.3356 1.0000 4.500 0.9171 0.01245 0.00601 -0.0757 0.3230 1.0000 5.000 0.9372 0.01287 0.00636 -0.0687 0.3123 1.0000 5.500 0.9606 0.01344 0.00685 -0.0626 0.3027 1.0000 6.000 0.9926 0.01391 0.00732 -0.0582 0.2951 1.0000 6.500 1.0213 0.01463 0.00795 -0.0535 0.2870 1.0000 7.000 1.0547 0.01531 0.00862 -0.0497 0.2804 1.0000 7.500 1.0896 0.01593 0.00926 -0.0464 0.2736 1.0000 8.000 1.1203 0.01682 0.01008 -0.0428 0.2660 1.0000 8.500 1.1552 0.01768 0.01097 -0.0399 0.2606 1.0000 9.000 1.1909 0.01848 0.01183 -0.0373 0.2557 1.0000 9.500 1.2238 0.01946 0.01281 -0.0345 0.2503 1.0000 10.000 1.2557 0.02070 0.01399 -0.0318 0.2435 1.0000 10.500 1.2896 0.02171 0.01512 -0.0296 0.2400 1.0000 11.000 1.3217 0.02289 0.01638 -0.0273 0.2351 1.0000 11.500 1.3504 0.02432 0.01782 -0.0250 0.2294 1.0000 12.000 1.3780 0.02590 0.01945 -0.0228 0.2226 1.0000 12.500 1.4068 0.02748 0.02114 -0.0210 0.2175 1.0000 13.000 1.4283 0.02961 0.02326 -0.0188 0.2102 1.0000 13.500 1.4553 0.03148 0.02526 -0.0172 0.2052 1.0000 14.000 1.4785 0.03372 0.02759 -0.0158 0.1985 1.0000 14.500 1.4957 0.03651 0.03043 -0.0141 0.1920 1.0000 15.000 1.5174 0.03911 0.03318 -0.0130 0.1849 1.0000 15.500 1.5302 0.04258 0.03671 -0.0119 0.1762 1.0000 16.000 1.5403 0.04648 0.04069 -0.0110 0.1660 1.0000 16.500 1.5444 0.05110 0.04537 -0.0104 0.1528 1.0000 17.000 1.5363 0.05721 0.05150 -0.0100 0.1330 1.0000 17.500 1.5045 0.06624 0.06052 -0.0103 0.1105 1.0000 18.000 1.4611 0.07724 0.07157 -0.0116 0.0912 1.0000 18.500 1.4087 0.09015 0.08458 -0.0142 0.0765 1.0000 19.000 1.3616 0.10302 0.09762 -0.0177 0.0656 1.0000 19.500 1.3136 0.11655 0.11129 -0.0220 0.0542 1.0000 20.500 1.2409 0.14126 0.13620 -0.0317 0.0414 1.0000 21.000 1.2236 0.15094 0.14598 -0.0361 0.0389 1.0000 21.500 1.2136 0.15954 0.15468 -0.0403 0.0373 1.0000 22.000 1.2072 0.16762 0.16283 -0.0445 0.0363 1.0000 22.500 1.2083 0.17430 0.16956 -0.0483 0.0353 1.0000 23.000 1.2134 0.18024 0.17558 -0.0518 0.0344 1.0000 23.500 1.2222 0.18545 0.18084 -0.0550 0.0336 1.0000 24.000 1.2322 0.19033 0.18577 -0.0582 0.0328 1.0000 24.500 1.2447 0.19458 0.18999 -0.0612 0.0317 1.0000 25.000 1.2552 0.19929 0.19476 -0.0646 0.0306 1.0000 25.500 1.2696 0.20312 0.19865 -0.0675 0.0301 1.0000 26.000 1.2832 0.20704 0.20264 -0.0706 0.0295 1.0000 26.500 1.2982 0.21056 0.20621 -0.0736 0.0291 1.0000 27.000 1.3110 0.21445 0.21012 -0.0769 0.0281 1.0000 27.500 1.3309 0.21640 0.21204 -0.0791 0.0272 1.0000 28.000 1.3403 0.22096 0.21673 -0.0830 0.0268 1.0000 28.500 1.3440 0.22672 0.22264 -0.0879 0.0261 1.0000 29.000 1.3520 0.23142 0.22746 -0.0923 0.0256 1.0000 29.500 1.3616 0.23561 0.23176 -0.0963 0.0252 1.0000 30.000 1.3689 0.24024 0.23648 -0.1008 0.0247 1.0000 30.500 1.3802 0.24376 0.24000 -0.1047 0.0238 1.0000 31.000 1.3834 0.24914 0.24551 -0.1100 0.0231 1.0000 31.500 1.3776 0.25685 0.25344 -0.1168 0.0226 1.0000 32.000 1.3681 0.26548 0.26229 -0.1243 0.0220 1.0000 32.500 1.3583 0.27432 0.27132 -0.1321 0.0212 1.0000 33.000 1.3438 0.28443 0.28163 -0.1407 0.0207 1.0000 33.500 1.3699 0.28317 0.28025 -0.1422 0.0197 1.0000