XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 367 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.6337 0.01126 0.00558 -0.0989 0.6296 0.9757 1.500 0.7592 0.01134 0.00544 -0.1136 0.6073 0.9968 2.000 0.8191 0.01145 0.00539 -0.1150 0.5865 1.0000 2.500 0.8634 0.01167 0.00546 -0.1131 0.5653 1.0000 3.000 0.9059 0.01195 0.00559 -0.1108 0.5441 1.0000 3.500 0.9470 0.01228 0.00581 -0.1083 0.5248 1.0000 4.000 0.9861 0.01268 0.00607 -0.1054 0.5064 1.0000 4.500 1.0224 0.01305 0.00637 -0.1019 0.4888 1.0000 5.000 1.0568 0.01343 0.00673 -0.0981 0.4731 1.0000 5.500 1.0879 0.01389 0.00711 -0.0937 0.4589 1.0000 6.000 1.1112 0.01428 0.00746 -0.0876 0.4424 1.0000 6.500 1.1238 0.01465 0.00778 -0.0795 0.4226 1.0000 7.000 1.1361 0.01508 0.00816 -0.0715 0.4058 1.0000 7.500 1.1656 0.01575 0.00877 -0.0672 0.3937 1.0000 8.000 1.1908 0.01660 0.00955 -0.0626 0.3726 1.0000 8.500 1.2234 0.01747 0.01045 -0.0596 0.3564 1.0000 9.000 1.2562 0.01847 0.01148 -0.0569 0.3414 1.0000 9.500 1.2861 0.01970 0.01271 -0.0540 0.3259 1.0000 10.000 1.3080 0.02143 0.01438 -0.0505 0.2979 1.0000 10.500 1.3265 0.02357 0.01644 -0.0470 0.2666 1.0000 11.000 1.3172 0.02781 0.02029 -0.0416 0.1895 1.0000 11.500 1.3090 0.03249 0.02478 -0.0371 0.1514 1.0000 12.000 1.3106 0.03679 0.02903 -0.0340 0.1182 1.0000 12.500 1.2954 0.04294 0.03499 -0.0308 0.0839 1.0000 13.000 1.2947 0.04817 0.04029 -0.0290 0.0741 1.0000 13.500 1.2993 0.05316 0.04541 -0.0279 0.0681 1.0000 14.000 1.3059 0.05812 0.05050 -0.0271 0.0616 1.0000 14.500 1.3127 0.06324 0.05576 -0.0267 0.0539 1.0000 15.000 1.3118 0.06938 0.06195 -0.0265 0.0423 1.0000 15.500 1.3028 0.07668 0.06927 -0.0267 0.0332 1.0000 16.000 1.2980 0.08364 0.07635 -0.0271 0.0292 1.0000 16.500 1.2943 0.09055 0.08339 -0.0278 0.0262 1.0000 17.000 1.2926 0.09728 0.09026 -0.0288 0.0234 1.0000 17.500 1.2915 0.10401 0.09711 -0.0299 0.0195 1.0000 18.000 1.2854 0.11143 0.10456 -0.0315 0.0085 1.0000 18.500 1.2776 0.11923 0.11243 -0.0334 0.0056 1.0000 19.000 1.2776 0.12604 0.11939 -0.0354 0.0051 1.0000 19.500 1.2792 0.13261 0.12612 -0.0376 0.0048 1.0000 20.000 1.2819 0.13908 0.13276 -0.0400 0.0047 1.0000 20.500 1.2837 0.14581 0.13966 -0.0429 0.0045 1.0000 21.000 1.2865 0.15241 0.14644 -0.0460 0.0044 1.0000 21.500 1.2879 0.15932 0.15354 -0.0495 0.0044 1.0000 22.000 1.2880 0.16655 0.16096 -0.0534 0.0043 1.0000 22.500 1.2875 0.17402 0.16862 -0.0578 0.0043 1.0000 23.000 1.2856 0.18189 0.17670 -0.0627 0.0043 1.0000 23.500 1.2809 0.19054 0.18557 -0.0683 0.0042 1.0000 24.000 1.2748 0.19972 0.19495 -0.0745 0.0042 1.0000 24.500 1.2664 0.20973 0.20520 -0.0816 0.0043 1.0000 25.000 1.2558 0.22055 0.21624 -0.0894 0.0043 1.0000 25.500 1.2434 0.23224 0.22815 -0.0980 0.0044 1.0000 26.000 1.2317 0.24439 0.24050 -0.1069 0.0044 1.0000 26.500 1.2272 0.25483 0.25108 -0.1148 0.0045 1.0000 27.000 1.2294 0.26333 0.25969 -0.1217 0.0045 1.0000 27.500 1.2355 0.27050 0.26694 -0.1278 0.0046 1.0000 28.000 1.2435 0.27693 0.27345 -0.1337 0.0046 1.0000 28.500 1.2523 0.28299 0.27958 -0.1394 0.0046 1.0000 29.000 1.2606 0.28919 0.28587 -0.1453 0.0047 1.0000 29.500 1.2671 0.29601 0.29280 -0.1516 0.0048 1.0000 30.000 1.2683 0.30532 0.30227 -0.1593 0.0049 1.0000