XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 382 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 0.6800 0.01269 0.00664 -0.0943 0.5282 0.8968 1.500 0.7499 0.01296 0.00676 -0.0968 0.5173 0.9514 2.000 0.8376 0.01335 0.00704 -0.1037 0.5054 0.9810 2.500 0.9340 0.01369 0.00713 -0.1125 0.4930 0.9985 3.000 0.9718 0.01395 0.00736 -0.1098 0.4831 1.0000 3.500 1.0059 0.01424 0.00750 -0.1062 0.4737 1.0000 4.000 1.0420 0.01465 0.00782 -0.1030 0.4646 1.0000 4.500 1.0774 0.01501 0.00812 -0.0996 0.4552 1.0000 5.000 1.1223 0.01557 0.00851 -0.0981 0.4464 1.0000 5.500 1.1589 0.01606 0.00904 -0.0952 0.4385 1.0000 6.000 1.1995 0.01659 0.00949 -0.0931 0.4305 1.0000 6.500 1.2420 0.01729 0.01013 -0.0915 0.4226 1.0000 7.000 1.2763 0.01796 0.01086 -0.0886 0.4153 1.0000 7.500 1.3180 0.01867 0.01152 -0.0871 0.4083 1.0000 8.000 1.3498 0.01954 0.01239 -0.0842 0.3984 1.0000 8.500 1.3738 0.02045 0.01327 -0.0803 0.3865 1.0000 9.000 1.4016 0.02162 0.01448 -0.0775 0.3766 1.0000 9.500 1.4222 0.02304 0.01586 -0.0740 0.3642 1.0000 10.000 1.4510 0.02450 0.01740 -0.0719 0.3565 1.0000 10.500 1.4757 0.02622 0.01923 -0.0696 0.3487 1.0000 11.000 1.4930 0.02841 0.02140 -0.0668 0.3369 1.0000 11.500 1.5065 0.03111 0.02418 -0.0644 0.3251 1.0000 12.000 1.5208 0.03408 0.02723 -0.0623 0.3143 1.0000 12.500 1.5300 0.03762 0.03077 -0.0603 0.3023 1.0000 13.000 1.5313 0.04224 0.03547 -0.0586 0.2859 1.0000 13.500 1.5365 0.04669 0.04000 -0.0572 0.2727 1.0000 14.000 1.5392 0.05151 0.04489 -0.0560 0.2608 1.0000 14.500 1.5348 0.05719 0.05062 -0.0549 0.2464 1.0000 15.000 1.5225 0.06391 0.05738 -0.0538 0.2273 1.0000 15.500 1.5064 0.07129 0.06480 -0.0531 0.2082 1.0000 16.000 1.4780 0.08032 0.07383 -0.0526 0.1861 1.0000 16.500 1.4476 0.08992 0.08343 -0.0526 0.1647 1.0000 17.000 1.4130 0.10037 0.09391 -0.0532 0.1451 1.0000 17.500 1.3837 0.11043 0.10399 -0.0543 0.1278 1.0000 18.000 1.3578 0.12027 0.11384 -0.0560 0.1114 1.0000 18.500 1.3408 0.12911 0.12270 -0.0581 0.0990 1.0000 19.000 1.3293 0.13728 0.13090 -0.0604 0.0879 1.0000 19.500 1.3231 0.14477 0.13843 -0.0629 0.0766 1.0000 20.000 1.3033 0.15449 0.14800 -0.0666 0.0467 1.0000 20.500 1.2761 0.16556 0.15888 -0.0712 0.0154 1.0000 21.000 1.2738 0.17283 0.16615 -0.0748 0.0060 1.0000 21.500 1.2794 0.17887 0.17233 -0.0781 0.0054 1.0000 22.000 1.2865 0.18466 0.17825 -0.0815 0.0051 1.0000 22.500 1.2911 0.19094 0.18469 -0.0853 0.0049 1.0000 23.000 1.2957 0.19725 0.19115 -0.0893 0.0048 1.0000 23.500 1.2989 0.20384 0.19791 -0.0937 0.0047 1.0000 24.000 1.3000 0.21095 0.20519 -0.0985 0.0047 1.0000 24.500 1.2992 0.21843 0.21285 -0.1037 0.0046 1.0000 25.000 1.2984 0.22600 0.22059 -0.1092 0.0046 1.0000 25.500 1.2978 0.23362 0.22838 -0.1149 0.0046 1.0000 26.000 1.2967 0.24141 0.23632 -0.1209 0.0046 1.0000 26.500 1.2981 0.24866 0.24370 -0.1267 0.0046 1.0000 27.000 1.3022 0.25529 0.25042 -0.1323 0.0045 1.0000 27.500 1.3093 0.26102 0.25621 -0.1374 0.0045 1.0000 28.000 1.3189 0.26604 0.26130 -0.1423 0.0045 1.0000 28.500 1.3302 0.27044 0.26573 -0.1469 0.0045 1.0000 29.000 1.3432 0.27425 0.26957 -0.1513 0.0045 1.0000 29.500 1.3573 0.27762 0.27298 -0.1555 0.0045 1.0000 30.000 1.3721 0.28062 0.27601 -0.1595 0.0045 1.0000 30.500 1.3869 0.28345 0.27888 -0.1636 0.0045 1.0000 31.000 1.4011 0.28639 0.28188 -0.1677 0.0046 1.0000 31.500 1.4153 0.28917 0.28472 -0.1719 0.0046 1.0000 32.000 1.4284 0.29214 0.28778 -0.1763 0.0046 1.0000 32.500 1.4400 0.29542 0.29117 -0.1809 0.0047 1.0000 33.000 1.4510 0.29871 0.29458 -0.1857 0.0047 1.0000 33.500 1.4590 0.30280 0.29884 -0.1910 0.0048 1.0000 34.000 1.4649 0.30732 0.30355 -0.1967 0.0049 1.0000 34.500 1.4671 0.31293 0.30938 -0.2032 0.0050 1.0000 35.000 1.4610 0.32120 0.31796 -0.2114 0.0052 1.0000 35.500 1.4424 0.33419 0.33133 -0.2225 0.0055 1.0000