XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 430 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 0.6503 0.01007 0.00362 -0.1572 0.7058 0.4208 0.500 0.7061 0.01016 0.00371 -0.1569 0.6798 0.4722 1.000 0.7613 0.01031 0.00386 -0.1564 0.6539 0.5213 1.500 0.8156 0.01054 0.00409 -0.1557 0.6275 0.5716 2.000 0.8690 0.01083 0.00438 -0.1549 0.5999 0.6191 2.500 0.9183 0.01118 0.00456 -0.1532 0.5514 0.6601 3.000 0.9662 0.01158 0.00480 -0.1514 0.4981 0.7033 3.500 1.0117 0.01208 0.00514 -0.1493 0.4474 0.7509 4.000 1.0513 0.01211 0.00541 -0.1456 0.4137 1.0000 4.500 1.0981 0.01300 0.00592 -0.1442 0.3496 1.0000 5.000 1.1287 0.01510 0.00714 -0.1404 0.2126 1.0000 5.500 1.1690 0.01640 0.00815 -0.1381 0.1664 1.0000 6.000 1.1957 0.01851 0.00963 -0.1337 0.0784 1.0000 7.000 1.2499 0.02190 0.01271 -0.1248 0.0059 1.0000 7.500 1.2833 0.02324 0.01413 -0.1215 0.0055 1.0000 8.000 1.3139 0.02481 0.01582 -0.1181 0.0054 1.0000 8.500 1.3417 0.02663 0.01778 -0.1146 0.0053 1.0000 9.000 1.3663 0.02878 0.02010 -0.1110 0.0053 1.0000 9.500 1.3872 0.03132 0.02282 -0.1074 0.0054 1.0000 10.000 1.4047 0.03428 0.02598 -0.1038 0.0054 1.0000 10.500 1.4192 0.03764 0.02953 -0.1005 0.0055 1.0000 11.000 1.4304 0.04151 0.03360 -0.0975 0.0055 1.0000 11.500 1.4373 0.04601 0.03829 -0.0948 0.0056 1.0000 12.000 1.4401 0.05124 0.04374 -0.0926 0.0057 1.0000 12.500 1.4385 0.05736 0.05007 -0.0910 0.0059 1.0000 13.000 1.4336 0.06429 0.05722 -0.0901 0.0060 1.0000 13.500 1.4260 0.07183 0.06498 -0.0897 0.0062 1.0000 14.000 1.4174 0.07979 0.07315 -0.0899 0.0063 1.0000 14.500 1.4090 0.08782 0.08137 -0.0902 0.0065 1.0000 15.000 1.4030 0.09556 0.08927 -0.0907 0.0067 1.0000 15.500 1.4007 0.10257 0.09639 -0.0908 0.0069 1.0000 16.000 1.4068 0.10769 0.10155 -0.0897 0.0071 1.0000 16.500 1.4159 0.11296 0.10694 -0.0896 0.0073 1.0000 17.000 1.4177 0.12044 0.11474 -0.0918 0.0077 1.0000 17.500 1.4231 0.12641 0.12103 -0.0920 0.0084 1.0000 18.000 1.4560 0.12595 0.12053 -0.0864 0.0092 1.0000 19.000 1.4189 0.14988 0.14550 -0.0992 0.0110 1.0000 20.500 1.0247 0.16926 0.16604 -0.0905 0.0088 1.0000 21.500 0.9801 0.19001 0.18725 -0.1015 0.0094 1.0000