XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 384 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.8873 0.01296 0.00681 -0.1288 0.5269 1.0000 2.000 0.9243 0.01311 0.00681 -0.1255 0.5108 1.0000 2.500 0.9617 0.01336 0.00687 -0.1223 0.4954 1.0000 3.000 1.0005 0.01374 0.00702 -0.1195 0.4813 1.0000 3.500 1.0407 0.01421 0.00737 -0.1171 0.4684 1.0000 4.000 1.0820 0.01479 0.00779 -0.1150 0.4574 1.0000 4.500 1.1205 0.01538 0.00828 -0.1125 0.4472 1.0000 5.000 1.1654 0.01611 0.00884 -0.1112 0.4385 1.0000 5.500 1.2043 0.01679 0.00956 -0.1090 0.4313 1.0000 6.000 1.2475 0.01756 0.01023 -0.1077 0.4240 1.0000 6.500 1.2973 0.01840 0.01097 -0.1076 0.4167 1.0000 7.000 1.3304 0.01928 0.01194 -0.1049 0.4100 1.0000 7.500 1.3651 0.02029 0.01276 -0.1026 0.3962 1.0000 8.000 1.3870 0.02151 0.01413 -0.0988 0.3880 1.0000 8.500 1.4111 0.02289 0.01540 -0.0955 0.3750 1.0000 9.000 1.4356 0.02445 0.01708 -0.0927 0.3666 1.0000 9.500 1.4637 0.02600 0.01870 -0.0906 0.3595 1.0000 10.000 1.4882 0.02781 0.02045 -0.0882 0.3496 1.0000 10.500 1.5060 0.03015 0.02295 -0.0856 0.3401 1.0000 11.000 1.5274 0.03242 0.02520 -0.0835 0.3319 1.0000 11.500 1.5444 0.03528 0.02821 -0.0816 0.3220 1.0000 12.000 1.5497 0.03931 0.03225 -0.0793 0.3069 1.0000 12.500 1.5570 0.04348 0.03645 -0.0776 0.2934 1.0000 13.000 1.5671 0.04759 0.04066 -0.0762 0.2807 1.0000 13.500 1.5654 0.05296 0.04606 -0.0747 0.2626 1.0000 14.000 1.5563 0.05917 0.05226 -0.0730 0.2424 1.0000 14.500 1.5373 0.06665 0.05972 -0.0714 0.2172 1.0000 15.000 1.5038 0.07604 0.06906 -0.0698 0.1886 1.0000 15.500 1.4664 0.08642 0.07943 -0.0689 0.1646 1.0000 16.000 1.4347 0.09651 0.08956 -0.0687 0.1464 1.0000 16.500 1.4036 0.10690 0.10000 -0.0693 0.1288 1.0000 17.000 1.3746 0.11723 0.11036 -0.0704 0.1106 1.0000 17.500 1.3377 0.12897 0.12199 -0.0724 0.0731 1.0000 18.000 1.3064 0.14012 0.13302 -0.0750 0.0442 1.0000 18.500 1.3013 0.14768 0.14062 -0.0773 0.0309 1.0000 19.000 1.2845 0.15722 0.15006 -0.0807 0.0058 1.0000 19.500 1.2889 0.16348 0.15643 -0.0833 0.0050 1.0000 20.000 1.2932 0.16979 0.16289 -0.0861 0.0046 1.0000 20.500 1.2990 0.17588 0.16912 -0.0891 0.0044 1.0000 21.000 1.3041 0.18213 0.17552 -0.0924 0.0043 1.0000 21.500 1.3096 0.18834 0.18188 -0.0959 0.0043 1.0000 22.000 1.3151 0.19452 0.18820 -0.0995 0.0042 1.0000 22.500 1.3201 0.20085 0.19467 -0.1034 0.0042 1.0000 23.000 1.3266 0.20685 0.20081 -0.1073 0.0041 1.0000 23.500 1.3318 0.21310 0.20719 -0.1115 0.0041 1.0000 24.000 1.3381 0.21907 0.21330 -0.1158 0.0041 1.0000 24.500 1.3440 0.22511 0.21946 -0.1202 0.0041 1.0000 25.000 1.3500 0.23113 0.22561 -0.1248 0.0041 1.0000 25.500 1.3565 0.23701 0.23161 -0.1295 0.0041 1.0000 26.000 1.3630 0.24287 0.23758 -0.1343 0.0041 1.0000 26.500 1.3703 0.24850 0.24330 -0.1391 0.0041 1.0000 27.000 1.3784 0.25383 0.24871 -0.1439 0.0041 1.0000 27.500 1.3882 0.25867 0.25362 -0.1485 0.0041 1.0000 28.000 1.3998 0.26292 0.25792 -0.1528 0.0041 1.0000 28.500 1.4127 0.26669 0.26174 -0.1569 0.0041 1.0000 29.000 1.4266 0.27006 0.26516 -0.1610 0.0042 1.0000 29.500 1.4412 0.27309 0.26823 -0.1648 0.0042 1.0000 30.000 1.4562 0.27587 0.27107 -0.1687 0.0042 1.0000 30.500 1.4712 0.27848 0.27373 -0.1725 0.0042 1.0000 31.000 1.4855 0.28113 0.27646 -0.1764 0.0043 1.0000 31.500 1.4992 0.28373 0.27914 -0.1804 0.0043 1.0000 32.000 1.5121 0.28643 0.28194 -0.1846 0.0043 1.0000 32.500 1.5224 0.28963 0.28526 -0.1891 0.0044 1.0000 33.000 1.5321 0.29279 0.28854 -0.1939 0.0044 1.0000 33.500 1.5369 0.29747 0.29339 -0.1997 0.0045 1.0000 34.000 1.5351 0.30450 0.30065 -0.2071 0.0045 1.0000 34.500 1.5267 0.31373 0.31020 -0.2159 0.0047 1.0000 35.000 1.4945 0.33168 0.32878 -0.2303 0.0050 1.0000