XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 685 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 0.4557 0.00962 0.00276 -0.1019 0.6089 0.2944 0.500 0.5078 0.00973 0.00274 -0.1007 0.5778 0.3063 1.000 0.5596 0.00987 0.00281 -0.0996 0.5457 0.3190 1.500 0.6105 0.01004 0.00288 -0.0983 0.5158 0.3311 2.000 0.6617 0.01028 0.00303 -0.0971 0.4906 0.3435 2.500 0.7130 0.01044 0.00320 -0.0960 0.4706 0.3578 3.000 0.7647 0.01064 0.00340 -0.0950 0.4542 0.3730 3.500 0.8150 0.01088 0.00365 -0.0937 0.4378 0.3938 4.000 0.8613 0.01109 0.00383 -0.0917 0.3992 0.4265 4.500 0.9260 0.01025 0.00427 -0.0938 0.3762 1.0000 5.000 0.9682 0.01088 0.00455 -0.0911 0.3208 1.0000 5.500 1.0060 0.01181 0.00506 -0.0879 0.2512 1.0000 6.000 1.0339 0.01336 0.00607 -0.0831 0.1664 1.0000 6.500 1.0696 0.01433 0.00685 -0.0796 0.1354 1.0000 7.000 1.0856 0.01599 0.00808 -0.0729 0.0600 1.0000 7.500 1.1127 0.01702 0.00901 -0.0680 0.0367 1.0000 8.000 1.1418 0.01803 0.00998 -0.0637 0.0277 1.0000 8.500 1.1698 0.01914 0.01107 -0.0595 0.0207 1.0000 9.000 1.1895 0.02076 0.01263 -0.0546 0.0040 1.0000 9.500 1.2136 0.02224 0.01419 -0.0505 0.0032 1.0000 10.000 1.2369 0.02388 0.01592 -0.0468 0.0029 1.0000 10.500 1.2579 0.02580 0.01796 -0.0433 0.0028 1.0000 11.000 1.2760 0.02809 0.02037 -0.0400 0.0028 1.0000 11.500 1.2914 0.03079 0.02322 -0.0370 0.0027 1.0000 12.000 1.3034 0.03405 0.02664 -0.0345 0.0027 1.0000 12.500 1.3126 0.03782 0.03059 -0.0325 0.0027 1.0000 13.000 1.3185 0.04221 0.03516 -0.0310 0.0027 1.0000 13.500 1.3221 0.04716 0.04030 -0.0301 0.0027 1.0000 14.000 1.3227 0.05275 0.04609 -0.0297 0.0027 1.0000 14.500 1.3211 0.05897 0.05251 -0.0299 0.0027 1.0000 15.000 1.3183 0.06563 0.05938 -0.0306 0.0027 1.0000 15.500 1.3129 0.07302 0.06697 -0.0320 0.0027 1.0000 16.000 1.3061 0.08087 0.07504 -0.0338 0.0027 1.0000 16.500 1.2971 0.08940 0.08378 -0.0362 0.0027 1.0000 17.000 1.2876 0.09829 0.09288 -0.0392 0.0027 1.0000 17.500 1.2779 0.10752 0.10231 -0.0426 0.0028 1.0000 18.000 1.2654 0.11752 0.11251 -0.0467 0.0028 1.0000 18.500 1.2526 0.12789 0.12309 -0.0514 0.0028 1.0000 19.000 1.2415 0.13819 0.13358 -0.0564 0.0028 1.0000 19.500 1.2314 0.14843 0.14400 -0.0617 0.0028 1.0000 20.000 1.2251 0.15809 0.15383 -0.0670 0.0028 1.0000 20.500 1.2188 0.16785 0.16375 -0.0726 0.0029 1.0000 21.000 1.2140 0.17731 0.17336 -0.0782 0.0029 1.0000 21.500 1.2103 0.18658 0.18276 -0.0839 0.0029 1.0000 22.000 1.2076 0.19568 0.19199 -0.0896 0.0029 1.0000 22.500 1.2057 0.20466 0.20110 -0.0953 0.0030 1.0000 23.000 1.2044 0.21354 0.21010 -0.1011 0.0030 1.0000 23.500 1.2032 0.22245 0.21915 -0.1070 0.0031 1.0000 24.000 1.2019 0.23154 0.22836 -0.1130 0.0031 1.0000 24.500 1.2009 0.24062 0.23759 -0.1190 0.0032 1.0000 25.000 1.1985 0.25033 0.24745 -0.1254 0.0033 1.0000 25.500 1.1912 0.26213 0.25942 -0.1328 0.0035 1.0000