XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 383 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 0.5251 0.01230 0.00641 -0.0764 0.5600 0.8375 1.000 0.5773 0.01237 0.00640 -0.0748 0.5485 0.8809 1.500 0.6311 0.01255 0.00663 -0.0737 0.5361 0.9187 2.000 0.6941 0.01279 0.00670 -0.0746 0.5243 0.9523 2.500 0.7725 0.01309 0.00696 -0.0792 0.5107 0.9716 3.000 0.8652 0.01344 0.00709 -0.0870 0.4982 0.9822 3.500 0.9537 0.01368 0.00726 -0.0941 0.4839 0.9952 4.000 1.0072 0.01393 0.00741 -0.0947 0.4712 1.0000 4.500 1.0354 0.01419 0.00757 -0.0900 0.4614 1.0000 5.000 1.0686 0.01460 0.00789 -0.0862 0.4523 1.0000 5.500 1.1022 0.01499 0.00828 -0.0824 0.4436 1.0000 6.000 1.1450 0.01556 0.00867 -0.0804 0.4343 1.0000 6.500 1.1802 0.01605 0.00925 -0.0770 0.4263 1.0000 7.000 1.2197 0.01661 0.00978 -0.0746 0.4179 1.0000 7.500 1.2643 0.01734 0.01043 -0.0732 0.4094 1.0000 8.000 1.2923 0.01799 0.01119 -0.0690 0.4012 1.0000 8.500 1.3299 0.01875 0.01190 -0.0667 0.3921 1.0000 9.000 1.3626 0.01969 0.01291 -0.0639 0.3831 1.0000 9.500 1.3892 0.02070 0.01397 -0.0604 0.3727 1.0000 10.000 1.4208 0.02187 0.01514 -0.0579 0.3626 1.0000 10.500 1.4421 0.02335 0.01674 -0.0545 0.3521 1.0000 11.000 1.4658 0.02501 0.01841 -0.0518 0.3408 1.0000 11.500 1.4815 0.02720 0.02067 -0.0488 0.3282 1.0000 12.000 1.4947 0.02987 0.02343 -0.0462 0.3145 1.0000 12.500 1.5048 0.03299 0.02655 -0.0437 0.3003 1.0000 13.000 1.5125 0.03655 0.03009 -0.0416 0.2863 1.0000 13.500 1.5216 0.04038 0.03403 -0.0401 0.2738 1.0000 14.000 1.5308 0.04424 0.03793 -0.0386 0.2633 1.0000 14.500 1.5383 0.04839 0.04211 -0.0373 0.2531 1.0000 15.000 1.5466 0.05264 0.04648 -0.0364 0.2443 1.0000 15.500 1.5526 0.05709 0.05093 -0.0355 0.2350 1.0000 16.000 1.5569 0.06199 0.05599 -0.0349 0.2262 1.0000 16.500 1.5581 0.06716 0.06116 -0.0344 0.2169 1.0000 17.000 1.5566 0.07302 0.06723 -0.0344 0.2085 1.0000 17.500 1.5547 0.07880 0.07301 -0.0344 0.1992 1.0000 18.000 1.5454 0.08592 0.08037 -0.0350 0.1897 1.0000 18.500 1.5310 0.09372 0.08829 -0.0359 0.1780 1.0000 19.000 1.5080 0.10291 0.09759 -0.0375 0.1619 1.0000 19.500 1.4678 0.11460 0.10930 -0.0400 0.1359 1.0000 20.000 1.4002 0.13053 0.12502 -0.0444 0.0958 1.0000 20.500 1.3498 0.14458 0.13897 -0.0493 0.0810 1.0000 21.000 1.3275 0.15467 0.14904 -0.0535 0.0731 1.0000 21.500 1.3242 0.16180 0.15618 -0.0569 0.0670 1.0000 22.000 1.3310 0.16709 0.16142 -0.0597 0.0622 1.0000 22.500 1.3406 0.17209 0.16646 -0.0626 0.0584 1.0000 23.000 1.3563 0.17581 0.17015 -0.0649 0.0553 1.0000 23.500 1.3694 0.18020 0.17462 -0.0678 0.0529 1.0000 24.000 1.3863 0.18366 0.17807 -0.0703 0.0510 1.0000 24.500 1.4070 0.18625 0.18067 -0.0724 0.0493 1.0000 25.000 1.4201 0.19048 0.18505 -0.0755 0.0479 1.0000 25.500 1.4354 0.19415 0.18882 -0.0785 0.0466 1.0000 26.000 1.4528 0.19729 0.19200 -0.0813 0.0454 1.0000 26.500 1.4755 0.19903 0.19371 -0.0834 0.0443 1.0000 27.000 1.4856 0.20335 0.19820 -0.0871 0.0434 1.0000 27.500 1.4883 0.20927 0.20435 -0.0920 0.0426 1.0000 28.000 1.4897 0.21539 0.21069 -0.0972 0.0419 1.0000 28.500 1.4852 0.22275 0.21830 -0.1034 0.0412 1.0000 29.000 1.4686 0.23286 0.22871 -0.1117 0.0407 1.0000