XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 418 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 0.5107 0.01344 0.00533 -0.0963 0.5919 0.1404 0.500 0.5641 0.01327 0.00518 -0.0952 0.5786 0.1473 1.000 0.6167 0.01300 0.00489 -0.0940 0.5638 0.1548 1.500 0.6689 0.01282 0.00481 -0.0927 0.5504 0.1623 2.000 0.7211 0.01271 0.00470 -0.0914 0.5363 0.1727 2.500 0.7716 0.01252 0.00465 -0.0898 0.5193 0.1891 3.000 0.8212 0.01230 0.00474 -0.0882 0.5015 0.2766 4.000 0.9479 0.01128 0.00511 -0.0907 0.4597 1.0000 4.500 0.9942 0.01162 0.00533 -0.0884 0.4374 1.0000 5.000 1.0393 0.01201 0.00561 -0.0859 0.4129 1.0000 5.500 1.0831 0.01248 0.00597 -0.0833 0.3884 1.0000 6.000 1.1258 0.01303 0.00641 -0.0806 0.3656 1.0000 6.500 1.1664 0.01365 0.00693 -0.0776 0.3422 1.0000 7.000 1.2024 0.01440 0.00756 -0.0738 0.3147 1.0000 7.500 1.2338 0.01525 0.00828 -0.0694 0.2776 1.0000 8.000 1.2480 0.01653 0.00927 -0.0623 0.2237 1.0000 9.000 1.2722 0.01992 0.01224 -0.0493 0.1667 1.0000 9.500 1.2885 0.02173 0.01399 -0.0444 0.1545 1.0000 10.000 1.3095 0.02348 0.01579 -0.0405 0.1472 1.0000 10.500 1.3232 0.02585 0.01814 -0.0365 0.1406 1.0000 11.000 1.3445 0.02794 0.02033 -0.0336 0.1360 1.0000 11.500 1.3608 0.03054 0.02298 -0.0309 0.1299 1.0000 12.000 1.3755 0.03347 0.02596 -0.0286 0.1244 1.0000 12.500 1.3921 0.03643 0.02904 -0.0269 0.1182 1.0000 13.000 1.4023 0.04006 0.03269 -0.0251 0.1141 1.0000 13.500 1.4205 0.04324 0.03608 -0.0242 0.1091 1.0000 14.000 1.4302 0.04733 0.04024 -0.0233 0.1045 1.0000 14.500 1.4434 0.05122 0.04431 -0.0227 0.1002 1.0000 15.000 1.4520 0.05584 0.04905 -0.0227 0.0938 1.0000 15.500 1.4634 0.06035 0.05372 -0.0229 0.0830 1.0000 16.000 1.4659 0.06599 0.05942 -0.0234 0.0676 1.0000 16.500 1.4489 0.07430 0.06766 -0.0249 0.0529 1.0000 17.000 1.4348 0.08254 0.07599 -0.0266 0.0468 1.0000 17.500 1.4239 0.09071 0.08432 -0.0287 0.0444 1.0000 18.000 1.4109 0.09947 0.09326 -0.0314 0.0418 1.0000 19.000 1.3835 0.11811 0.11226 -0.0384 0.0384 1.0000 19.500 1.3712 0.12751 0.12186 -0.0426 0.0372 1.0000 20.000 1.3576 0.13728 0.13180 -0.0473 0.0363 1.0000 20.500 1.3428 0.14741 0.14207 -0.0526 0.0349 1.0000 21.000 1.3362 0.15611 0.15095 -0.0573 0.0341 1.0000 21.500 1.3287 0.16508 0.16009 -0.0625 0.0329 1.0000 22.000 1.3179 0.17474 0.16985 -0.0684 0.0313 1.0000 22.500 1.3182 0.18203 0.17722 -0.0730 0.0308 1.0000 23.000 1.3161 0.18997 0.18533 -0.0781 0.0299 1.0000 23.500 1.3112 0.19860 0.19412 -0.0839 0.0285 1.0000 24.000 1.3136 0.20545 0.20107 -0.0887 0.0280 1.0000 24.500 1.3166 0.21208 0.20777 -0.0934 0.0271 1.0000 25.000 1.3163 0.21953 0.21534 -0.0988 0.0262 1.0000 25.500 1.3116 0.22811 0.22410 -0.1051 0.0252 1.0000 26.000 1.3107 0.23563 0.23177 -0.1107 0.0244 1.0000 26.500 1.3103 0.24308 0.23928 -0.1165 0.0232 1.0000 27.000 1.3060 0.25154 0.24789 -0.1229 0.0226 1.0000