XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 433 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 0.6134 0.01230 0.00529 -0.1385 0.6052 0.4292 0.500 0.6712 0.01249 0.00550 -0.1384 0.5932 0.4637 1.000 0.7290 0.01285 0.00579 -0.1384 0.5806 0.4922 1.500 0.7856 0.01296 0.00599 -0.1381 0.5678 0.5172 2.000 0.8427 0.01326 0.00622 -0.1380 0.5548 0.5392 2.500 0.8978 0.01325 0.00633 -0.1374 0.5398 0.5618 3.000 0.9529 0.01336 0.00644 -0.1369 0.5238 0.5826 3.500 1.0072 0.01345 0.00649 -0.1363 0.5067 0.6022 4.000 1.0609 0.01355 0.00664 -0.1357 0.4884 0.6193 4.500 1.1139 0.01379 0.00688 -0.1351 0.4706 0.6366 5.000 1.1623 0.01408 0.00710 -0.1336 0.4427 0.6567 5.500 1.2088 0.01454 0.00751 -0.1320 0.4142 0.6798 6.000 1.2532 0.01504 0.00805 -0.1300 0.3828 0.7175 6.500 1.2896 0.01556 0.00873 -0.1266 0.3501 0.8301 7.500 1.3600 0.01735 0.01032 -0.1202 0.2872 1.0000 8.000 1.3624 0.02020 0.01261 -0.1135 0.2045 1.0000 8.500 1.3683 0.02336 0.01545 -0.1083 0.1571 1.0000 9.000 1.3845 0.02616 0.01813 -0.1049 0.1329 1.0000 9.500 1.3983 0.02937 0.02124 -0.1018 0.1092 1.0000 10.000 1.3860 0.03501 0.02659 -0.0978 0.0595 1.0000 10.500 1.3873 0.03988 0.03148 -0.0952 0.0507 1.0000 11.000 1.3996 0.04396 0.03567 -0.0935 0.0474 1.0000 11.500 1.4085 0.04857 0.04038 -0.0921 0.0448 1.0000 12.000 1.4213 0.05295 0.04488 -0.0911 0.0426 1.0000 12.500 1.4302 0.05786 0.04989 -0.0902 0.0390 1.0000 13.000 1.4394 0.06283 0.05496 -0.0895 0.0359 1.0000 13.500 1.4484 0.06793 0.06018 -0.0890 0.0330 1.0000 14.000 1.4542 0.07352 0.06588 -0.0886 0.0288 1.0000 14.500 1.4304 0.08310 0.07539 -0.0890 0.0062 1.0000 15.000 1.4227 0.09093 0.08339 -0.0896 0.0047 1.0000 15.500 1.4195 0.09826 0.09090 -0.0905 0.0044 1.0000 16.000 1.4162 0.10574 0.09855 -0.0916 0.0043 1.0000 16.500 1.4128 0.11329 0.10627 -0.0930 0.0041 1.0000 17.000 1.4096 0.12091 0.11408 -0.0948 0.0040 1.0000 17.500 1.4076 0.12843 0.12177 -0.0968 0.0040 1.0000 18.000 1.4060 0.13595 0.12945 -0.0992 0.0039 1.0000 18.500 1.4044 0.14355 0.13724 -0.1020 0.0039 1.0000 19.000 1.4038 0.15109 0.14494 -0.1051 0.0038 1.0000 19.500 1.4038 0.15862 0.15265 -0.1085 0.0038 1.0000 20.000 1.4042 0.16615 0.16035 -0.1122 0.0038 1.0000 20.500 1.4043 0.17383 0.16821 -0.1164 0.0037 1.0000 21.000 1.4034 0.18184 0.17640 -0.1210 0.0037 1.0000 21.500 1.4017 0.19021 0.18496 -0.1262 0.0037 1.0000 22.000 1.3987 0.19903 0.19398 -0.1320 0.0037 1.0000 22.500 1.3951 0.20818 0.20333 -0.1383 0.0038 1.0000 23.000 1.3894 0.21809 0.21344 -0.1454 0.0038 1.0000 23.500 1.3826 0.22847 0.22403 -0.1531 0.0038 1.0000 24.000 1.3749 0.23942 0.23520 -0.1614 0.0038 1.0000 24.500 1.3655 0.25135 0.24734 -0.1706 0.0039 1.0000 25.000 1.3539 0.26479 0.26099 -0.1808 0.0040 1.0000 25.500 1.3521 0.27542 0.27174 -0.1891 0.0040 1.0000 26.000 1.3583 0.28324 0.27963 -0.1956 0.0041 1.0000 26.500 1.3686 0.28925 0.28568 -0.2009 0.0041 1.0000 27.000 1.3810 0.29425 0.29070 -0.2057 0.0041 1.0000 27.500 1.3951 0.29835 0.29482 -0.2100 0.0041 1.0000 28.000 1.4099 0.30193 0.29842 -0.2140 0.0041 1.0000 28.500 1.4246 0.30539 0.30189 -0.2181 0.0042 1.0000 29.000 1.4391 0.30872 0.30524 -0.2221 0.0042 1.0000 29.500 1.4531 0.31205 0.30861 -0.2261 0.0042 1.0000 30.000 1.4657 0.31588 0.31248 -0.2307 0.0043 1.0000 30.500 1.4770 0.32005 0.31672 -0.2356 0.0043 1.0000 31.000 1.4863 0.32496 0.32173 -0.2410 0.0044 1.0000 31.500 1.4936 0.33056 0.32743 -0.2470 0.0045 1.0000 32.000 1.4981 0.33749 0.33450 -0.2541 0.0046 1.0000 32.500 1.4956 0.34812 0.34534 -0.2636 0.0048 1.0000