XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 364 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.6904 0.01251 0.00442 -0.1055 0.5809 0.0334 1.000 0.7392 0.01239 0.00422 -0.1039 0.5576 0.0387 1.500 0.7882 0.01236 0.00410 -0.1024 0.5374 0.0447 2.000 0.8369 0.01237 0.00408 -0.1008 0.5186 0.0613 2.500 0.9281 0.01079 0.00438 -0.1091 0.4986 1.0000 3.000 0.9759 0.01116 0.00457 -0.1074 0.4837 1.0000 3.500 1.0231 0.01162 0.00484 -0.1056 0.4697 1.0000 4.000 1.0697 0.01201 0.00514 -0.1038 0.4555 1.0000 4.500 1.1157 0.01245 0.00549 -0.1019 0.4411 1.0000 5.000 1.1608 0.01301 0.00589 -0.1000 0.4261 1.0000 7.000 1.2755 0.01561 0.00779 -0.0805 0.2686 1.0000 7.500 1.2906 0.01700 0.00890 -0.0740 0.2282 1.0000 8.000 1.3087 0.01846 0.01015 -0.0685 0.1967 1.0000 8.500 1.3305 0.01989 0.01144 -0.0639 0.1673 1.0000 9.000 1.3330 0.02256 0.01373 -0.0577 0.1107 1.0000 9.500 1.3338 0.02573 0.01668 -0.0522 0.0710 1.0000 10.000 1.3095 0.03139 0.02206 -0.0463 0.0037 1.0000 10.500 1.3273 0.03416 0.02498 -0.0441 0.0033 1.0000 11.000 1.3428 0.03728 0.02828 -0.0422 0.0033 1.0000 11.500 1.3555 0.04084 0.03202 -0.0405 0.0033 1.0000 12.000 1.3644 0.04496 0.03635 -0.0392 0.0034 1.0000 12.500 1.3702 0.04962 0.04124 -0.0381 0.0035 1.0000 13.000 1.3720 0.05495 0.04681 -0.0374 0.0036 1.0000 13.500 1.3694 0.06112 0.05324 -0.0373 0.0037 1.0000 14.000 1.3656 0.06771 0.06008 -0.0376 0.0039 1.0000 14.500 1.3617 0.07463 0.06725 -0.0383 0.0041 1.0000 15.000 1.3544 0.08225 0.07512 -0.0395 0.0042 1.0000 15.500 1.3425 0.09082 0.08396 -0.0413 0.0045 1.0000 16.000 1.3267 0.10025 0.09366 -0.0437 0.0047 1.0000 16.500 1.3086 0.11038 0.10406 -0.0467 0.0048 1.0000 17.000 1.2871 0.12150 0.11544 -0.0507 0.0049 1.0000 17.500 1.2660 0.13296 0.12716 -0.0553 0.0049 1.0000 18.500 1.2473 0.15223 0.14684 -0.0640 0.0054 1.0000 19.000 1.2382 0.16200 0.15679 -0.0688 0.0057 1.0000 19.500 1.2325 0.17108 0.16600 -0.0736 0.0059 1.0000 20.000 1.2368 0.17739 0.17229 -0.0769 0.0063 1.0000 20.500 1.2493 0.18265 0.17772 -0.0797 0.0071 1.0000 21.000 1.2773 0.18329 0.17829 -0.0795 0.0082 1.0000 21.500 1.3151 0.18200 0.17709 -0.0777 0.0102 1.0000