XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 288 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 0.6522 0.01376 0.00595 -0.1354 0.5524 0.4076 0.500 0.7094 0.01373 0.00596 -0.1355 0.5422 0.4229 1.000 0.7667 0.01388 0.00605 -0.1356 0.5316 0.4409 1.500 0.8230 0.01384 0.00608 -0.1355 0.5199 0.4587 2.000 0.8791 0.01396 0.00611 -0.1354 0.5070 0.4734 2.500 0.9341 0.01389 0.00614 -0.1352 0.4926 0.4889 3.000 0.9885 0.01397 0.00624 -0.1348 0.4767 0.5077 3.500 1.0412 0.01408 0.00638 -0.1342 0.4579 0.5319 4.000 1.0923 0.01423 0.00660 -0.1333 0.4354 0.5703 4.500 1.1390 0.01414 0.00699 -0.1317 0.4133 0.7250 5.500 1.2297 0.01507 0.00787 -0.1277 0.3792 1.0000 6.000 1.2776 0.01574 0.00848 -0.1265 0.3664 1.0000 6.500 1.3205 0.01652 0.00915 -0.1246 0.3500 1.0000 7.000 1.3611 0.01744 0.00994 -0.1223 0.3371 1.0000 7.500 1.3985 0.01822 0.01071 -0.1194 0.3244 1.0000 8.000 1.4329 0.01918 0.01164 -0.1162 0.3144 1.0000 8.500 1.4704 0.02008 0.01261 -0.1136 0.3075 1.0000 9.000 1.5023 0.02134 0.01381 -0.1104 0.2992 1.0000 9.500 1.5339 0.02246 0.01506 -0.1075 0.2892 1.0000 10.000 1.5619 0.02398 0.01658 -0.1044 0.2811 1.0000 10.500 1.5919 0.02551 0.01823 -0.1019 0.2743 1.0000 11.000 1.6151 0.02751 0.02028 -0.0991 0.2630 1.0000 11.500 1.6393 0.02966 0.02255 -0.0967 0.2551 1.0000 12.000 1.6610 0.03215 0.02515 -0.0945 0.2463 1.0000 12.500 1.6770 0.03529 0.02838 -0.0923 0.2345 1.0000 13.000 1.6856 0.03930 0.03246 -0.0903 0.2198 1.0000 13.500 1.6898 0.04401 0.03724 -0.0886 0.2038 1.0000 14.000 1.6797 0.05048 0.04372 -0.0871 0.1807 1.0000 14.500 1.6373 0.06090 0.05402 -0.0858 0.1395 1.0000 15.000 1.5823 0.07347 0.06652 -0.0853 0.1028 1.0000 15.500 1.5360 0.08574 0.07884 -0.0858 0.0813 1.0000 16.000 1.5053 0.09651 0.08974 -0.0869 0.0700 1.0000 16.500 1.4801 0.10691 0.10029 -0.0885 0.0604 1.0000 17.000 1.4544 0.11766 0.11120 -0.0908 0.0500 1.0000 17.500 1.4207 0.13004 0.12363 -0.0943 0.0357 1.0000 18.000 1.4025 0.14015 0.13383 -0.0977 0.0284 1.0000 18.500 1.3888 0.14970 0.14343 -0.1013 0.0200 1.0000 19.000 1.3718 0.15997 0.15366 -0.1058 0.0070 1.0000 19.500 1.3744 0.16689 0.16068 -0.1090 0.0063 1.0000 20.000 1.3786 0.17355 0.16746 -0.1122 0.0059 1.0000 20.500 1.3846 0.17988 0.17390 -0.1155 0.0056 1.0000 21.000 1.3904 0.18630 0.18044 -0.1191 0.0054 1.0000 21.500 1.3974 0.19246 0.18673 -0.1228 0.0053 1.0000 22.000 1.4036 0.19884 0.19324 -0.1267 0.0052 1.0000 22.500 1.4108 0.20499 0.19953 -0.1308 0.0051 1.0000 23.000 1.4162 0.21156 0.20624 -0.1352 0.0051 1.0000 23.500 1.4220 0.21800 0.21283 -0.1398 0.0051 1.0000 24.000 1.4263 0.22479 0.21977 -0.1448 0.0050 1.0000 24.500 1.4301 0.23169 0.22680 -0.1501 0.0050 1.0000 25.000 1.4343 0.23854 0.23378 -0.1554 0.0050 1.0000 25.500 1.4382 0.24548 0.24084 -0.1610 0.0050 1.0000 26.000 1.4435 0.25204 0.24752 -0.1665 0.0050 1.0000 26.500 1.4502 0.25818 0.25375 -0.1718 0.0050 1.0000 27.000 1.4580 0.26395 0.25961 -0.1770 0.0050 1.0000 27.500 1.4673 0.26917 0.26489 -0.1820 0.0050 1.0000 28.000 1.4775 0.27402 0.26982 -0.1867 0.0050 1.0000 28.500 1.4881 0.27863 0.27450 -0.1915 0.0051 1.0000 29.000 1.4987 0.28309 0.27903 -0.1962 0.0051 1.0000 29.500 1.5089 0.28754 0.28358 -0.2010 0.0051 1.0000 30.000 1.5186 0.29200 0.28813 -0.2060 0.0051 1.0000 30.500 1.5269 0.29680 0.29303 -0.2113 0.0051 1.0000 31.000 1.5336 0.30201 0.29838 -0.2170 0.0052 1.0000 31.500 1.5393 0.30746 0.30396 -0.2231 0.0052 1.0000 32.000 1.5377 0.31597 0.31269 -0.2314 0.0053 1.0000