XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 692 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 0.5724 0.01007 0.00342 -0.1245 0.6678 0.3371 1.000 0.6653 0.00878 0.00387 -0.1200 0.6469 0.9230 1.500 0.7488 0.00905 0.00405 -0.1256 0.6358 0.9858 2.000 0.8345 0.00925 0.00413 -0.1322 0.6227 1.0000 2.500 0.8773 0.00941 0.00421 -0.1296 0.6072 1.0000 3.000 0.9229 0.00968 0.00430 -0.1276 0.5927 1.0000 3.500 0.9668 0.00981 0.00445 -0.1252 0.5798 1.0000 4.000 1.0119 0.01006 0.00461 -0.1230 0.5639 1.0000 4.500 1.0474 0.01033 0.00470 -0.1189 0.5269 1.0000 5.000 1.0878 0.01073 0.00497 -0.1159 0.5014 1.0000 5.500 1.1119 0.01149 0.00542 -0.1099 0.4456 1.0000 6.000 1.1388 0.01231 0.00604 -0.1046 0.4097 1.0000 6.500 1.1694 0.01321 0.00679 -0.1003 0.3753 1.0000 7.000 1.1851 0.01485 0.00806 -0.0940 0.3121 1.0000 7.500 1.2001 0.01682 0.00968 -0.0882 0.2535 1.0000 8.000 1.2207 0.01871 0.01136 -0.0837 0.2144 1.0000 8.500 1.2399 0.02085 0.01329 -0.0795 0.1766 1.0000 9.000 1.2484 0.02383 0.01595 -0.0744 0.1272 1.0000 9.500 1.2683 0.02625 0.01827 -0.0711 0.1070 1.0000 10.000 1.2894 0.02868 0.02065 -0.0682 0.0908 1.0000 11.000 1.2792 0.03818 0.02980 -0.0591 0.0037 1.0000 11.500 1.3003 0.04113 0.03285 -0.0573 0.0035 1.0000 12.000 1.3195 0.04437 0.03620 -0.0556 0.0034 1.0000 12.500 1.3366 0.04794 0.03989 -0.0540 0.0033 1.0000 13.000 1.3514 0.05183 0.04392 -0.0526 0.0032 1.0000 13.500 1.3640 0.05607 0.04831 -0.0514 0.0032 1.0000 14.000 1.3743 0.06068 0.05308 -0.0504 0.0032 1.0000 14.500 1.3821 0.06568 0.05823 -0.0495 0.0032 1.0000 15.000 1.3872 0.07110 0.06382 -0.0489 0.0031 1.0000 15.500 1.3898 0.07697 0.06988 -0.0485 0.0031 1.0000 16.000 1.3899 0.08330 0.07639 -0.0485 0.0032 1.0000 16.500 1.3869 0.09018 0.08347 -0.0488 0.0032 1.0000 17.000 1.3818 0.09756 0.09105 -0.0496 0.0032 1.0000 17.500 1.3745 0.10537 0.09907 -0.0508 0.0032 1.0000 18.000 1.3648 0.11372 0.10763 -0.0526 0.0032 1.0000 18.500 1.3529 0.12266 0.11678 -0.0551 0.0032 1.0000 19.000 1.3401 0.13189 0.12623 -0.0582 0.0032 1.0000 19.500 1.3266 0.14150 0.13605 -0.0619 0.0033 1.0000 20.000 1.3131 0.15144 0.14619 -0.0663 0.0033 1.0000 20.500 1.3009 0.16134 0.15628 -0.0713 0.0033 1.0000 21.000 1.2903 0.17114 0.16625 -0.0766 0.0034 1.0000 21.500 1.2823 0.18065 0.17591 -0.0821 0.0034 1.0000 22.000 1.2778 0.18960 0.18499 -0.0876 0.0034 1.0000 22.500 1.2774 0.19770 0.19321 -0.0929 0.0035 1.0000 23.000 1.2797 0.20524 0.20083 -0.0980 0.0035 1.0000 23.500 1.2852 0.21203 0.20770 -0.1028 0.0036 1.0000 24.000 1.2930 0.21810 0.21384 -0.1074 0.0036 1.0000 24.500 1.3030 0.22356 0.21935 -0.1117 0.0037 1.0000 25.000 1.3143 0.22861 0.22445 -0.1158 0.0037 1.0000 25.500 1.3264 0.23330 0.22920 -0.1198 0.0038 1.0000 26.000 1.3381 0.23801 0.23398 -0.1239 0.0038 1.0000 26.500 1.3500 0.24258 0.23862 -0.1281 0.0039 1.0000 27.000 1.3627 0.24666 0.24276 -0.1320 0.0039 1.0000 27.500 1.3774 0.24978 0.24593 -0.1354 0.0040 1.0000 28.000 1.3833 0.25630 0.25258 -0.1414 0.0041 1.0000 28.500 1.3863 0.26379 0.26024 -0.1481 0.0041 1.0000 29.000 1.3866 0.27224 0.26888 -0.1557 0.0042 1.0000 29.500 1.3831 0.28207 0.27896 -0.1642 0.0044 1.0000 30.000 1.3661 0.29729 0.29459 -0.1761 0.0047 1.0000 30.500 1.3306 0.32326 0.32094 -0.1939 0.0055 1.0000