XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 389 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 0.3064 0.00943 0.00327 -0.0688 0.6781 0.5235 0.500 0.3483 0.00856 0.00334 -0.0647 0.6384 0.8097 1.000 0.4509 0.00866 0.00330 -0.0730 0.5700 0.9993 1.500 0.4991 0.00909 0.00329 -0.0712 0.5224 1.0000 2.000 0.5471 0.00954 0.00344 -0.0693 0.4929 1.0000 2.500 0.5961 0.00998 0.00365 -0.0676 0.4674 1.0000 3.000 0.6462 0.01042 0.00389 -0.0662 0.4492 1.0000 3.500 0.6975 0.01082 0.00418 -0.0649 0.4334 1.0000 4.000 0.7493 0.01124 0.00451 -0.0638 0.4190 1.0000 4.500 0.8011 0.01165 0.00485 -0.0627 0.4041 1.0000 5.000 0.8531 0.01210 0.00523 -0.0616 0.3910 1.0000 5.500 0.9049 0.01251 0.00562 -0.0606 0.3766 1.0000 6.000 0.9567 0.01291 0.00605 -0.0595 0.3627 1.0000 6.500 1.0074 0.01330 0.00643 -0.0583 0.3466 1.0000 7.000 1.0579 0.01368 0.00686 -0.0571 0.3299 1.0000 7.500 1.1074 0.01410 0.00729 -0.0557 0.3119 1.0000 8.000 1.1562 0.01454 0.00780 -0.0543 0.2898 1.0000 8.500 1.2025 0.01513 0.00836 -0.0526 0.2605 1.0000 9.000 1.2449 0.01603 0.00915 -0.0503 0.2178 1.0000 9.500 1.2777 0.01765 0.01045 -0.0470 0.1590 1.0000 10.000 1.3076 0.01938 0.01200 -0.0434 0.1284 1.0000 10.500 1.3316 0.02116 0.01373 -0.0388 0.1117 1.0000 11.000 1.3492 0.02326 0.01583 -0.0339 0.0972 1.0000 11.500 1.3648 0.02568 0.01829 -0.0296 0.0834 1.0000 12.000 1.3822 0.02823 0.02094 -0.0262 0.0725 1.0000 12.500 1.3972 0.03123 0.02400 -0.0235 0.0653 1.0000 13.000 1.4078 0.03494 0.02781 -0.0214 0.0597 1.0000 13.500 1.4147 0.03935 0.03236 -0.0201 0.0557 1.0000 14.000 1.4156 0.04467 0.03783 -0.0193 0.0526 1.0000 14.500 1.4110 0.05076 0.04403 -0.0190 0.0503 1.0000 15.000 1.4076 0.05697 0.05042 -0.0190 0.0480 1.0000 15.500 1.4037 0.06346 0.05700 -0.0196 0.0458 1.0000 16.000 1.4017 0.06983 0.06354 -0.0200 0.0438 1.0000 16.500 1.4021 0.07608 0.06991 -0.0208 0.0419 1.0000 17.000 1.4061 0.08150 0.07537 -0.0208 0.0401 1.0000 17.500 1.4024 0.08876 0.08288 -0.0226 0.0383 1.0000 18.000 1.4139 0.09289 0.08693 -0.0221 0.0363 1.0000 18.500 1.4000 0.10235 0.09678 -0.0260 0.0350 1.0000 19.000 1.3921 0.11071 0.10532 -0.0294 0.0331 1.0000 19.500 1.3964 0.11644 0.11112 -0.0308 0.0318 1.0000 20.000 1.3745 0.12794 0.12302 -0.0369 0.0305 1.0000 20.500 1.3626 0.13772 0.13300 -0.0424 0.0292 1.0000 21.000 1.3728 0.14244 0.13770 -0.0439 0.0281 1.0000 21.500 1.3312 0.15950 0.15528 -0.0553 0.0272 1.0000 22.000 1.2915 0.17700 0.17321 -0.0671 0.0266 1.0000