XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 388 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 0.5911 0.01176 0.00402 -0.1179 0.6943 0.0544 0.500 0.6468 0.01129 0.00353 -0.1176 0.6761 0.0676 1.000 0.6967 0.00887 0.00346 -0.1165 0.6568 1.0000 1.500 0.7516 0.00900 0.00337 -0.1160 0.6332 1.0000 2.000 0.8060 0.00917 0.00335 -0.1156 0.6075 1.0000 2.500 0.8597 0.00943 0.00340 -0.1150 0.5806 1.0000 3.000 0.9124 0.00983 0.00359 -0.1143 0.5528 1.0000 3.500 0.9643 0.01032 0.00391 -0.1135 0.5241 1.0000 4.000 1.0155 0.01088 0.00430 -0.1127 0.4948 1.0000 4.500 1.0644 0.01143 0.00466 -0.1115 0.4525 1.0000 5.000 1.1113 0.01208 0.00508 -0.1101 0.4009 1.0000 5.500 1.1545 0.01306 0.00568 -0.1082 0.3486 1.0000 6.000 1.2011 0.01385 0.00633 -0.1069 0.3248 1.0000 6.500 1.2440 0.01482 0.00704 -0.1051 0.2767 1.0000 7.000 1.2861 0.01583 0.00784 -0.1032 0.2200 1.0000 7.500 1.3101 0.01819 0.00956 -0.0990 0.1205 1.0000 8.000 1.3189 0.02120 0.01200 -0.0925 0.0306 1.0000 8.500 1.3480 0.02268 0.01347 -0.0890 0.0175 1.0000 9.000 1.3712 0.02466 0.01543 -0.0851 0.0060 1.0000 9.500 1.3992 0.02640 0.01737 -0.0822 0.0049 1.0000 10.000 1.4226 0.02859 0.01975 -0.0792 0.0046 1.0000 10.500 1.4430 0.03117 0.02254 -0.0763 0.0045 1.0000 11.000 1.4600 0.03423 0.02584 -0.0737 0.0044 1.0000 11.500 1.4726 0.03790 0.02976 -0.0713 0.0044 1.0000 12.000 1.4805 0.04227 0.03440 -0.0693 0.0043 1.0000 12.500 1.4829 0.04741 0.03983 -0.0676 0.0044 1.0000 13.000 1.4801 0.05340 0.04615 -0.0663 0.0044 1.0000 13.500 1.4736 0.06026 0.05330 -0.0658 0.0044 1.0000 14.000 1.4635 0.06811 0.06144 -0.0660 0.0044 1.0000 14.500 1.4513 0.07668 0.07029 -0.0670 0.0045 1.0000 15.000 1.4368 0.08587 0.07975 -0.0685 0.0045 1.0000 15.500 1.4218 0.09540 0.08954 -0.0705 0.0045 1.0000 16.000 1.4076 0.10501 0.09940 -0.0729 0.0046 1.0000 16.500 1.3958 0.11442 0.10905 -0.0756 0.0047 1.0000 17.000 1.3866 0.12354 0.11841 -0.0786 0.0047 1.0000 17.500 1.3797 0.13237 0.12746 -0.0818 0.0048 1.0000 18.000 1.3751 0.14085 0.13619 -0.0852 0.0049 1.0000 18.500 1.3716 0.14926 0.14485 -0.0890 0.0050 1.0000 19.000 1.3680 0.15787 0.15371 -0.0933 0.0051 1.0000 19.500 1.3625 0.16718 0.16330 -0.0984 0.0053 1.0000 20.000 1.3534 0.17783 0.17426 -0.1049 0.0054 1.0000 20.500 1.3399 0.19033 0.18708 -0.1134 0.0056 1.0000 21.000 1.3203 0.20559 0.20268 -0.1242 0.0057 1.0000 21.500 1.2917 0.22609 0.22350 -0.1388 0.0059 1.0000