XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 386 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 0.5620 0.01474 0.00672 -0.1021 0.5422 0.2794 0.500 0.6173 0.01470 0.00673 -0.1019 0.5338 0.3203 1.000 0.6693 0.01453 0.00690 -0.1012 0.5263 0.4042 1.500 0.7165 0.01391 0.00700 -0.0995 0.5178 0.5967 2.000 0.7595 0.01336 0.00723 -0.0957 0.5092 0.8760 2.500 0.8462 0.01362 0.00750 -0.1012 0.4976 0.9757 3.000 0.9381 0.01375 0.00747 -0.1086 0.4838 1.0000 3.500 0.9728 0.01390 0.00755 -0.1046 0.4712 1.0000 4.000 1.0076 0.01408 0.00754 -0.1005 0.4564 1.0000 4.500 1.0394 0.01428 0.00768 -0.0959 0.4380 1.0000 5.000 1.0709 0.01466 0.00793 -0.0915 0.4172 1.0000 5.500 1.0986 0.01522 0.00834 -0.0865 0.3974 1.0000 6.000 1.1302 0.01596 0.00895 -0.0825 0.3809 1.0000 6.500 1.1647 0.01684 0.00972 -0.0793 0.3681 1.0000 7.000 1.1995 0.01783 0.01058 -0.0765 0.3573 1.0000 7.500 1.2377 0.01881 0.01153 -0.0743 0.3485 1.0000 8.000 1.2746 0.01986 0.01255 -0.0721 0.3407 1.0000 8.500 1.3161 0.02100 0.01355 -0.0706 0.3328 1.0000 9.000 1.3494 0.02217 0.01484 -0.0683 0.3270 1.0000 9.500 1.3836 0.02343 0.01611 -0.0661 0.3204 1.0000 10.000 1.4280 0.02463 0.01716 -0.0653 0.3131 1.0000 10.500 1.4566 0.02613 0.01882 -0.0629 0.3090 1.0000 11.000 1.4841 0.02777 0.02057 -0.0605 0.3036 1.0000 11.500 1.5140 0.02940 0.02223 -0.0585 0.2982 1.0000 12.000 1.5591 0.03064 0.02337 -0.0580 0.2915 1.0000 12.500 1.5725 0.03306 0.02602 -0.0550 0.2877 1.0000 13.000 1.5894 0.03553 0.02865 -0.0526 0.2825 1.0000 13.500 1.6099 0.03789 0.03106 -0.0508 0.2770 1.0000 14.000 1.6410 0.03973 0.03287 -0.0495 0.2706 1.0000 14.500 1.6377 0.04408 0.03749 -0.0473 0.2653 1.0000 15.000 1.6459 0.04788 0.04140 -0.0460 0.2589 1.0000 15.500 1.6690 0.05036 0.04382 -0.0451 0.2518 1.0000 16.000 1.6577 0.05658 0.05035 -0.0443 0.2459 1.0000 16.500 1.6617 0.06141 0.05530 -0.0440 0.2396 1.0000 17.000 1.6737 0.06530 0.05921 -0.0436 0.2331 1.0000 17.500 1.6579 0.07276 0.06695 -0.0439 0.2256 1.0000 18.000 1.6702 0.07678 0.07090 -0.0440 0.2181 1.0000 18.500 1.6437 0.08592 0.08036 -0.0450 0.2093 1.0000 19.000 1.6377 0.09248 0.08697 -0.0458 0.2005 1.0000 19.500 1.6219 0.10048 0.09507 -0.0472 0.1906 1.0000 20.000 1.5982 0.10964 0.10440 -0.0491 0.1805 1.0000 20.500 1.5802 0.11816 0.11300 -0.0512 0.1707 1.0000 21.000 1.5731 0.12516 0.11996 -0.0533 0.1621 1.0000 21.500 1.5527 0.13429 0.12926 -0.0565 0.1541 1.0000 22.000 1.5473 0.14121 0.13623 -0.0592 0.1476 1.0000 22.500 1.5414 0.14833 0.14340 -0.0624 0.1412 1.0000 23.000 1.5389 0.15492 0.15008 -0.0657 0.1360 1.0000 23.500 1.5359 0.16162 0.15688 -0.0693 0.1306 1.0000 24.000 1.5400 0.16715 0.16245 -0.0725 0.1257 1.0000 24.500 1.5305 0.17508 0.17053 -0.0773 0.1203 1.0000 25.000 1.5379 0.18007 0.17553 -0.0808 0.1151 1.0000 25.500 1.5271 0.18835 0.18397 -0.0863 0.1093 1.0000 26.000 1.5276 0.19461 0.19029 -0.0908 0.1037 1.0000 26.500 1.5276 0.20099 0.19673 -0.0957 0.0980 1.0000 27.000 1.5094 0.21086 0.20680 -0.1029 0.0910 1.0000 27.500 1.5015 0.21880 0.21484 -0.1091 0.0841 1.0000 28.000 1.4933 0.22694 0.22305 -0.1157 0.0768 1.0000 28.500 1.4901 0.23407 0.23021 -0.1218 0.0702 1.0000 29.000 1.4920 0.24013 0.23623 -0.1273 0.0646 1.0000 29.500 1.4894 0.24708 0.24324 -0.1336 0.0600 1.0000 30.000 1.4938 0.25245 0.24863 -0.1389 0.0565 1.0000 30.500 1.5018 0.25695 0.25311 -0.1438 0.0532 1.0000 31.000 1.5025 0.26301 0.25926 -0.1499 0.0505 1.0000 31.500 1.5097 0.26754 0.26380 -0.1551 0.0475 1.0000 32.000 1.5066 0.27442 0.27081 -0.1619 0.0448 1.0000 32.500 1.5085 0.28008 0.27655 -0.1681 0.0424 1.0000 33.000 1.5074 0.28640 0.28297 -0.1748 0.0400 1.0000 33.500 1.5006 0.29416 0.29088 -0.1826 0.0374 1.0000 34.000 1.4826 0.30498 0.30189 -0.1925 0.0342 1.0000 34.500 1.4417 0.32319 0.32033 -0.2073 0.0292 1.0000 35.000 1.4705 0.32071 0.31780 -0.2087 0.0278 1.0000