XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 796 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.5458 0.00743 0.00271 -0.0942 0.6861 1.0000 1.500 0.5973 0.00755 0.00272 -0.0933 0.6716 1.0000 2.000 0.6485 0.00770 0.00274 -0.0922 0.6550 1.0000 2.500 0.6997 0.00780 0.00280 -0.0912 0.6378 1.0000 3.000 0.7507 0.00795 0.00290 -0.0900 0.6186 1.0000 3.500 0.8008 0.00814 0.00301 -0.0887 0.5943 1.0000 4.000 0.8501 0.00840 0.00316 -0.0873 0.5657 1.0000 4.500 0.8985 0.00873 0.00339 -0.0858 0.5260 1.0000 5.000 0.9442 0.00927 0.00371 -0.0838 0.4735 1.0000 5.500 0.9867 0.01008 0.00421 -0.0814 0.4149 1.0000 6.000 1.0302 0.01087 0.00477 -0.0793 0.3686 1.0000 6.500 1.0764 0.01150 0.00533 -0.0777 0.3407 1.0000 7.000 1.1223 0.01213 0.00591 -0.0760 0.3165 1.0000 7.500 1.1665 0.01282 0.00654 -0.0742 0.2883 1.0000 8.000 1.2070 0.01368 0.00724 -0.0717 0.2410 1.0000 9.000 1.2656 0.01638 0.00944 -0.0635 0.1519 1.0000 9.500 1.2965 0.01754 0.01056 -0.0597 0.1320 1.0000 10.000 1.3280 0.01875 0.01175 -0.0563 0.1095 1.0000 10.500 1.3550 0.02030 0.01322 -0.0526 0.0879 1.0000 11.000 1.3799 0.02207 0.01497 -0.0490 0.0725 1.0000 11.500 1.4021 0.02411 0.01701 -0.0454 0.0580 1.0000 12.000 1.4193 0.02664 0.01949 -0.0418 0.0399 1.0000 12.500 1.4299 0.02986 0.02267 -0.0381 0.0252 1.0000 13.000 1.4406 0.03330 0.02621 -0.0351 0.0208 1.0000 13.500 1.4513 0.03698 0.03005 -0.0326 0.0185 1.0000 14.000 1.4569 0.04133 0.03458 -0.0305 0.0170 1.0000 14.500 1.4632 0.04585 0.03930 -0.0289 0.0158 1.0000 15.000 1.4627 0.05139 0.04502 -0.0278 0.0149 1.0000 15.500 1.4580 0.05776 0.05161 -0.0274 0.0143 1.0000 16.000 1.4563 0.06410 0.05818 -0.0275 0.0135 1.0000 16.500 1.4520 0.07111 0.06540 -0.0283 0.0125 1.0000 17.000 1.4369 0.07998 0.07448 -0.0300 0.0120 1.0000 17.500 1.4238 0.08897 0.08372 -0.0323 0.0115 1.0000 18.000 1.4103 0.09829 0.09329 -0.0351 0.0109 1.0000 18.500 1.3935 0.10845 0.10369 -0.0387 0.0103 1.0000 19.000 1.3741 0.11925 0.11471 -0.0429 0.0099 1.0000 19.500 1.3518 0.13086 0.12653 -0.0481 0.0096 1.0000 20.000 1.3326 0.14216 0.13804 -0.0536 0.0091 1.0000 20.500 1.3164 0.15331 0.14941 -0.0596 0.0086 1.0000 21.000 1.3003 0.16488 0.16118 -0.0663 0.0081 1.0000 21.500 1.2838 0.17693 0.17338 -0.0738 0.0077 1.0000 22.000 1.2692 0.18884 0.18544 -0.0815 0.0071 1.0000 22.500 1.2572 0.20069 0.19747 -0.0895 0.0064 1.0000 23.000 1.2494 0.21178 0.20869 -0.0973 0.0060 1.0000 23.500 1.2443 0.22217 0.21914 -0.1049 0.0054 1.0000 24.000 1.2391 0.23339 0.23055 -0.1131 0.0052 1.0000 24.500 1.2294 0.24666 0.24403 -0.1226 0.0050 1.0000