XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 381 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 0.4863 0.01438 0.00718 -0.0836 0.6343 0.0574 0.500 0.5415 0.01269 0.00498 -0.0827 0.6048 0.0589 1.000 0.5954 0.01187 0.00389 -0.0819 0.5785 0.0607 1.500 0.6491 0.01161 0.00351 -0.0813 0.5490 0.0663 2.000 0.7034 0.01150 0.00341 -0.0808 0.5268 0.0823 2.500 0.7576 0.01155 0.00346 -0.0803 0.5007 0.1268 3.000 0.8111 0.01157 0.00347 -0.0799 0.4714 0.1606 3.500 0.8624 0.01017 0.00361 -0.0791 0.4308 1.0000 4.000 0.9136 0.01072 0.00381 -0.0783 0.3739 1.0000 4.500 0.9631 0.01151 0.00422 -0.0773 0.3224 1.0000 5.000 1.0131 0.01229 0.00479 -0.0765 0.2936 1.0000 5.500 1.0633 0.01302 0.00538 -0.0757 0.2748 1.0000 6.000 1.1134 0.01374 0.00603 -0.0749 0.2602 1.0000 6.500 1.1629 0.01448 0.00675 -0.0741 0.2459 1.0000 7.000 1.2118 0.01524 0.00752 -0.0731 0.2316 1.0000 7.500 1.2596 0.01607 0.00840 -0.0721 0.2153 1.0000 8.000 1.3059 0.01699 0.00933 -0.0709 0.1986 1.0000 8.500 1.3512 0.01791 0.01027 -0.0696 0.1839 1.0000 9.000 1.3965 0.01881 0.01130 -0.0683 0.1736 1.0000 9.500 1.4405 0.01970 0.01231 -0.0668 0.1635 1.0000 10.000 1.4831 0.02058 0.01334 -0.0652 0.1540 1.0000 10.500 1.5230 0.02156 0.01446 -0.0634 0.1434 1.0000 11.000 1.5584 0.02276 0.01579 -0.0610 0.1314 1.0000 11.500 1.5852 0.02427 0.01745 -0.0576 0.1130 1.0000 12.000 1.5948 0.02724 0.02015 -0.0530 0.0533 1.0000 12.500 1.5834 0.03225 0.02531 -0.0476 0.0401 1.0000 13.000 1.5781 0.03736 0.03066 -0.0446 0.0327 1.0000 13.500 1.5707 0.04338 0.03692 -0.0433 0.0275 1.0000 14.000 1.5549 0.05124 0.04505 -0.0437 0.0238 1.0000 14.500 1.5352 0.06051 0.05461 -0.0457 0.0208 1.0000 15.000 1.5057 0.07183 0.06624 -0.0490 0.0190 1.0000 15.500 1.4723 0.08429 0.07897 -0.0531 0.0180 1.0000 16.000 1.4350 0.09795 0.09290 -0.0580 0.0179 1.0000 16.500 1.3995 0.11205 0.10725 -0.0635 0.0164 1.0000 17.000 1.3684 0.12571 0.12107 -0.0692 0.0147 1.0000 17.500 1.3496 0.13707 0.13261 -0.0740 0.0137 1.0000 18.000 1.3366 0.14718 0.14277 -0.0784 0.0123 1.0000 18.500 1.3301 0.15638 0.15214 -0.0826 0.0110 1.0000 19.000 1.3234 0.16587 0.16174 -0.0874 0.0092 1.0000 20.500 1.3343 0.18692 0.18328 -0.0981 0.0087 1.0000