XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 365 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 0.5717 0.01314 0.00548 -0.1029 0.7113 0.0522 0.500 0.6199 0.01243 0.00472 -0.1008 0.6926 0.0514 1.000 0.6669 0.01197 0.00424 -0.0987 0.6737 0.0517 1.500 0.7151 0.01166 0.00385 -0.0968 0.6551 0.0552 2.000 0.8240 0.00948 0.00381 -0.1084 0.6309 1.0000 2.500 0.8655 0.00960 0.00378 -0.1053 0.6023 1.0000 3.000 0.9055 0.00984 0.00381 -0.1019 0.5677 1.0000 3.500 0.9437 0.01025 0.00399 -0.0983 0.5299 1.0000 4.000 0.9808 0.01077 0.00428 -0.0945 0.4929 1.0000 4.500 1.0174 0.01136 0.00467 -0.0908 0.4587 1.0000 5.000 1.0538 0.01196 0.00512 -0.0871 0.4264 1.0000 5.500 1.0823 0.01277 0.00569 -0.0821 0.3754 1.0000 6.000 1.0862 0.01436 0.00653 -0.0729 0.2690 1.0000 6.500 1.1106 0.01539 0.00732 -0.0677 0.2336 1.0000 7.000 1.1292 0.01683 0.00838 -0.0619 0.1848 1.0000 7.500 1.1541 0.01812 0.00943 -0.0575 0.1520 1.0000 8.000 1.1852 0.01918 0.01050 -0.0542 0.1363 1.0000 8.500 1.1958 0.02152 0.01245 -0.0487 0.0798 1.0000 9.000 1.1917 0.02516 0.01570 -0.0423 0.0055 1.0000 9.500 1.2211 0.02667 0.01731 -0.0399 0.0039 1.0000 10.000 1.2471 0.02853 0.01930 -0.0374 0.0036 1.0000 10.500 1.2705 0.03067 0.02157 -0.0350 0.0035 1.0000 11.000 1.2914 0.03313 0.02429 -0.0327 0.0035 1.0000 11.500 1.3096 0.03593 0.02733 -0.0305 0.0035 1.0000 12.000 1.3242 0.03917 0.03081 -0.0285 0.0036 1.0000 12.500 1.3334 0.04310 0.03502 -0.0266 0.0037 1.0000 13.000 1.3384 0.04767 0.03988 -0.0251 0.0038 1.0000 13.500 1.3392 0.05300 0.04549 -0.0241 0.0039 1.0000 14.000 1.3360 0.05919 0.05196 -0.0238 0.0039 1.0000 14.500 1.3238 0.06710 0.06018 -0.0244 0.0041 1.0000 15.000 1.3098 0.07579 0.06922 -0.0260 0.0042 1.0000 15.500 1.2914 0.08567 0.07940 -0.0286 0.0043 1.0000 16.000 1.2684 0.09678 0.09080 -0.0321 0.0044 1.0000 16.500 1.2451 0.10833 0.10262 -0.0363 0.0045 1.0000 17.000 1.2243 0.11981 0.11434 -0.0409 0.0047 1.0000 17.500 1.2091 0.13046 0.12521 -0.0455 0.0046 1.0000 18.000 1.1992 0.14018 0.13511 -0.0500 0.0048 1.0000 18.500 1.1965 0.14847 0.14356 -0.0538 0.0050 1.0000 19.000 1.2015 0.15496 0.15019 -0.0568 0.0054 1.0000 19.500 1.2136 0.15950 0.15488 -0.0584 0.0061 1.0000 20.000 1.2217 0.16511 0.16066 -0.0610 0.0064 1.0000 20.500 1.2279 0.17067 0.16646 -0.0632 0.0070 1.0000 21.000 1.2326 0.17717 0.17315 -0.0668 0.0074 1.0000 21.500 1.2349 0.18513 0.18130 -0.0721 0.0077 1.0000 22.000 1.2306 0.19480 0.19123 -0.0787 0.0080 1.0000 22.500 1.2060 0.21085 0.20772 -0.0892 0.0092 1.0000 23.000 1.1815 0.22781 0.22493 -0.1006 0.0093 1.0000 23.500 1.1588 0.24613 0.24339 -0.1122 0.0089 1.0000