XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 284 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4986 0.01515 0.00653 -0.0899 0.5480 0.1745 0.500 0.5554 0.01482 0.00644 -0.0901 0.5419 0.2009 1.000 0.6100 0.01402 0.00646 -0.0903 0.5351 0.4168 2.000 0.7516 0.01317 0.00699 -0.0951 0.5212 1.0000 2.500 0.8014 0.01329 0.00708 -0.0939 0.5144 1.0000 3.000 0.8534 0.01344 0.00713 -0.0931 0.5070 1.0000 3.500 0.9073 0.01373 0.00725 -0.0927 0.4993 1.0000 4.000 0.9595 0.01394 0.00749 -0.0921 0.4913 1.0000 4.500 1.0129 0.01402 0.00754 -0.0916 0.4819 1.0000 5.000 1.0668 0.01426 0.00767 -0.0912 0.4721 1.0000 5.500 1.1178 0.01431 0.00778 -0.0904 0.4597 1.0000 6.000 1.1683 0.01444 0.00786 -0.0895 0.4448 1.0000 7.000 1.2618 0.01500 0.00833 -0.0866 0.4056 1.0000 7.500 1.3024 0.01561 0.00886 -0.0843 0.3821 1.0000 8.000 1.3382 0.01649 0.00962 -0.0814 0.3621 1.0000 8.500 1.3688 0.01752 0.01059 -0.0777 0.3470 1.0000 9.000 1.3957 0.01881 0.01178 -0.0738 0.3339 1.0000 9.500 1.4254 0.02009 0.01310 -0.0707 0.3222 1.0000 10.000 1.4538 0.02162 0.01461 -0.0678 0.3124 1.0000 10.500 1.4810 0.02323 0.01629 -0.0651 0.3029 1.0000 11.000 1.5062 0.02512 0.01818 -0.0625 0.2938 1.0000 11.500 1.5299 0.02717 0.02038 -0.0602 0.2854 1.0000 12.000 1.5515 0.02951 0.02268 -0.0579 0.2770 1.0000 12.500 1.5690 0.03232 0.02570 -0.0561 0.2686 1.0000 13.000 1.5818 0.03563 0.02904 -0.0542 0.2594 1.0000 13.500 1.5963 0.03902 0.03261 -0.0529 0.2519 1.0000 14.000 1.6057 0.04307 0.03677 -0.0517 0.2430 1.0000 14.500 1.6132 0.04746 0.04129 -0.0508 0.2342 1.0000 15.000 1.6165 0.05249 0.04643 -0.0501 0.2241 1.0000 15.500 1.6200 0.05764 0.05175 -0.0497 0.2145 1.0000 16.000 1.6158 0.06379 0.05797 -0.0495 0.2025 1.0000 16.500 1.6071 0.07068 0.06499 -0.0496 0.1855 1.0000 17.000 1.5791 0.08010 0.07440 -0.0501 0.1531 1.0000 17.500 1.5255 0.09301 0.08717 -0.0514 0.1266 1.0000 18.000 1.4905 0.10399 0.09821 -0.0530 0.1166 1.0000 18.500 1.4700 0.11324 0.10756 -0.0548 0.1095 1.0000 19.000 1.4548 0.12192 0.11635 -0.0569 0.1032 1.0000 19.500 1.4409 0.13058 0.12506 -0.0595 0.0966 1.0000 20.000 1.4342 0.13835 0.13298 -0.0623 0.0893 1.0000 20.500 1.4271 0.14635 0.14110 -0.0655 0.0814 1.0000 21.000 1.4191 0.15469 0.14952 -0.0693 0.0716 1.0000 21.500 1.4105 0.16320 0.15806 -0.0736 0.0607 1.0000 22.000 1.4042 0.17135 0.16619 -0.0780 0.0521 1.0000 22.500 1.4025 0.17872 0.17358 -0.0823 0.0471 1.0000 23.000 1.4029 0.18576 0.18064 -0.0867 0.0441 1.0000 23.500 1.4094 0.19164 0.18659 -0.0906 0.0417 1.0000 24.000 1.4153 0.19759 0.19255 -0.0947 0.0399 1.0000 24.500 1.4244 0.20290 0.19795 -0.0986 0.0382 1.0000 25.000 1.4335 0.20815 0.20327 -0.1026 0.0364 1.0000 25.500 1.4435 0.21301 0.20810 -0.1066 0.0347 1.0000 26.000 1.4529 0.21812 0.21337 -0.1108 0.0337 1.0000 26.500 1.4617 0.22330 0.21866 -0.1152 0.0323 1.0000 27.000 1.4716 0.22810 0.22351 -0.1195 0.0312 1.0000 27.500 1.4827 0.23249 0.22794 -0.1237 0.0301 1.0000 28.000 1.4866 0.23875 0.23439 -0.1293 0.0290 1.0000 28.500 1.4905 0.24491 0.24070 -0.1350 0.0279 1.0000 29.000 1.4984 0.24996 0.24582 -0.1400 0.0270 1.0000 29.500 1.5027 0.25590 0.25187 -0.1458 0.0259 1.0000 30.000 1.5002 0.26363 0.25984 -0.1530 0.0250 1.0000 30.500 1.4967 0.27168 0.26806 -0.1607 0.0237 1.0000 31.000 1.5007 0.27763 0.27406 -0.1670 0.0224 1.0000 31.500 1.4836 0.28972 0.28649 -0.1777 0.0214 1.0000 32.000 1.4704 0.30109 0.29808 -0.1880 0.0197 1.0000