XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 423 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5743 0.01278 0.00667 -0.1062 0.5853 0.9400 1.000 0.6877 0.01326 0.00709 -0.1180 0.5825 0.9829 1.500 0.7938 0.01353 0.00730 -0.1291 0.5791 1.0000 2.000 0.8383 0.01383 0.00759 -0.1275 0.5754 1.0000 2.500 0.8830 0.01416 0.00791 -0.1258 0.5714 1.0000 3.000 0.9286 0.01455 0.00829 -0.1243 0.5680 1.0000 3.500 0.9760 0.01496 0.00864 -0.1230 0.5638 1.0000 4.000 1.0195 0.01553 0.00920 -0.1210 0.5568 1.0000 4.500 1.0585 0.01535 0.00905 -0.1177 0.5470 1.0000 5.000 1.1065 0.01530 0.00890 -0.1161 0.5383 1.0000 5.500 1.1493 0.01562 0.00924 -0.1138 0.5305 1.0000 6.000 1.1873 0.01553 0.00922 -0.1103 0.5207 1.0000 6.500 1.2348 0.01551 0.00907 -0.1086 0.5098 1.0000 7.000 1.2581 0.01515 0.00880 -0.1021 0.4934 1.0000 7.500 1.2805 0.01507 0.00871 -0.0956 0.4721 1.0000 8.000 1.2986 0.01532 0.00897 -0.0885 0.4496 1.0000 8.500 1.3113 0.01607 0.00965 -0.0812 0.4066 1.0000 9.000 1.2816 0.01926 0.01227 -0.0690 0.3124 1.0000 9.500 1.2478 0.02428 0.01684 -0.0592 0.2316 1.0000 10.000 1.1999 0.03167 0.02374 -0.0509 0.1354 1.0000 10.500 1.1576 0.04004 0.03174 -0.0456 0.0613 1.0000 11.000 1.1544 0.04554 0.03722 -0.0434 0.0487 1.0000 11.500 1.1595 0.05034 0.04210 -0.0418 0.0445 1.0000 12.000 1.1699 0.05470 0.04658 -0.0405 0.0420 1.0000 12.500 1.1755 0.05963 0.05160 -0.0393 0.0401 1.0000 13.000 1.1828 0.06450 0.05659 -0.0383 0.0385 1.0000 13.500 1.1912 0.06932 0.06153 -0.0375 0.0372 1.0000 14.000 1.1980 0.07438 0.06669 -0.0369 0.0360 1.0000 14.500 1.2016 0.07991 0.07231 -0.0364 0.0341 1.0000 15.000 1.2138 0.08450 0.07702 -0.0362 0.0322 1.0000 15.500 1.2211 0.08972 0.08232 -0.0362 0.0308 1.0000 16.000 1.2254 0.09533 0.08801 -0.0362 0.0297 1.0000 16.500 1.2368 0.10015 0.09299 -0.0365 0.0286 1.0000 17.000 1.2457 0.10532 0.09828 -0.0370 0.0276 1.0000 17.500 1.2544 0.11050 0.10357 -0.0376 0.0266 1.0000 18.000 1.2614 0.11603 0.10920 -0.0386 0.0253 1.0000 18.500 1.2722 0.12111 0.11444 -0.0398 0.0240 1.0000 19.000 1.2815 0.12637 0.11985 -0.0411 0.0229 1.0000 19.500 1.2888 0.13197 0.12556 -0.0429 0.0220 1.0000 20.000 1.2968 0.13746 0.13119 -0.0447 0.0213 1.0000 20.500 1.3067 0.14266 0.13657 -0.0467 0.0204 1.0000 21.000 1.3158 0.14815 0.14222 -0.0491 0.0189 1.0000 21.500 1.3233 0.15387 0.14807 -0.0518 0.0179 1.0000 22.000 1.3335 0.15897 0.15336 -0.0543 0.0166 1.0000 22.500 1.3415 0.16452 0.15908 -0.0573 0.0152 1.0000 23.000 1.3503 0.16987 0.16460 -0.0603 0.0136 1.0000 23.500 1.3520 0.17677 0.17144 -0.0647 0.0052 1.0000 24.000 1.3490 0.18432 0.17908 -0.0695 0.0040 1.0000 24.500 1.3481 0.19166 0.18660 -0.0743 0.0037 1.0000 25.000 1.3458 0.19940 0.19454 -0.0798 0.0035 1.0000 25.500 1.3416 0.20774 0.20311 -0.0858 0.0035 1.0000 26.000 1.3323 0.21740 0.21303 -0.0930 0.0034 1.0000 26.500 1.3183 0.22865 0.22456 -0.1015 0.0034 1.0000 27.000 1.2816 0.24710 0.24345 -0.1149 0.0036 1.0000 27.500 1.2052 0.28491 0.28175 -0.1383 0.0045 1.0000 28.000 1.2112 0.29302 0.28986 -0.1449 0.0043 1.0000 28.500 1.2204 0.29947 0.29631 -0.1507 0.0041 1.0000 29.000 1.2304 0.30540 0.30226 -0.1563 0.0040 1.0000 29.500 1.2405 0.31115 0.30805 -0.1619 0.0040 1.0000 30.000 1.2499 0.31710 0.31406 -0.1676 0.0039 1.0000 30.500 1.2582 0.32370 0.32073 -0.1737 0.0039 1.0000