XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 434 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 0.6580 0.01650 0.00929 -0.1435 0.5878 0.3836 0.500 0.7152 0.01624 0.00910 -0.1434 0.5795 0.3934 1.000 0.7746 0.01615 0.00898 -0.1435 0.5717 0.4019 1.500 0.8341 0.01640 0.00913 -0.1438 0.5631 0.4110 2.000 0.8887 0.01615 0.00897 -0.1433 0.5539 0.4203 2.500 0.9463 0.01603 0.00889 -0.1431 0.5454 0.4319 3.000 1.0037 0.01608 0.00886 -0.1430 0.5356 0.4432 3.500 1.0565 0.01589 0.00881 -0.1421 0.5245 0.4560 4.000 1.1134 0.01590 0.00875 -0.1419 0.5146 0.4710 4.500 1.1627 0.01595 0.00899 -0.1406 0.5029 0.4882 5.500 1.2591 0.01621 0.00934 -0.1374 0.4745 0.5342 6.000 1.3006 0.01653 0.00976 -0.1348 0.4569 0.5611 6.500 1.3334 0.01702 0.01030 -0.1308 0.4377 0.5897 7.000 1.3632 0.01789 0.01119 -0.1267 0.4147 0.6208 7.500 1.3843 0.01924 0.01252 -0.1219 0.3870 0.6531 8.000 1.3974 0.02120 0.01450 -0.1167 0.3531 0.6863 8.500 1.3956 0.02443 0.01766 -0.1109 0.3120 0.7219 9.000 1.3884 0.02869 0.02185 -0.1059 0.2796 0.7634 9.500 1.3891 0.03262 0.02586 -0.1021 0.2604 0.8249 10.000 1.3914 0.03611 0.02944 -0.0982 0.2481 1.0000 10.500 1.4089 0.03944 0.03274 -0.0964 0.2395 1.0000 11.000 1.4261 0.04282 0.03606 -0.0946 0.2318 1.0000 11.500 1.4450 0.04595 0.03910 -0.0928 0.2247 1.0000 12.000 1.4679 0.04896 0.04220 -0.0915 0.2195 1.0000 12.500 1.4880 0.05221 0.04545 -0.0902 0.2141 1.0000 13.000 1.5129 0.05468 0.04782 -0.0885 0.2083 1.0000 13.500 1.5358 0.05771 0.05094 -0.0874 0.2045 1.0000 14.000 1.5534 0.06139 0.05473 -0.0865 0.1999 1.0000 14.500 1.5729 0.06478 0.05815 -0.0856 0.1953 1.0000 15.000 1.6004 0.06692 0.06019 -0.0841 0.1901 1.0000 15.500 1.6133 0.07123 0.06468 -0.0836 0.1866 1.0000 16.000 1.6257 0.07561 0.06920 -0.0831 0.1821 1.0000 16.500 1.6376 0.07998 0.07364 -0.0827 0.1774 1.0000 17.000 1.6565 0.08324 0.07686 -0.0820 0.1721 1.0000 17.500 1.6552 0.08960 0.08347 -0.0824 0.1671 1.0000 18.000 1.6599 0.09512 0.08905 -0.0829 0.1613 1.0000 18.500 1.6625 0.10084 0.09486 -0.0834 0.1550 1.0000 19.000 1.6580 0.10779 0.10195 -0.0846 0.1480 1.0000 19.500 1.6537 0.11466 0.10891 -0.0860 0.1404 1.0000 20.000 1.6510 0.12133 0.11556 -0.0876 0.1330 1.0000 20.500 1.6444 0.12864 0.12304 -0.0897 0.1260 1.0000 21.000 1.6503 0.13389 0.12821 -0.0913 0.1208 1.0000 21.500 1.6469 0.14079 0.13530 -0.0938 0.1163 1.0000 22.000 1.6544 0.14591 0.14041 -0.0958 0.1127 1.0000 22.500 1.6610 0.15104 0.14560 -0.0980 0.1096 1.0000 23.000 1.6615 0.15727 0.15200 -0.1010 0.1070 1.0000 23.500 1.6653 0.16295 0.15778 -0.1040 0.1047 1.0000 24.000 1.6814 0.16642 0.16124 -0.1059 0.1028 1.0000 24.500 1.6897 0.17110 0.16600 -0.1086 0.1009 1.0000 25.000 1.6603 0.18263 0.17789 -0.1160 0.0988 1.0000 25.500 1.6328 0.19409 0.18962 -0.1240 0.0963 1.0000 26.000 1.6604 0.19536 0.19080 -0.1252 0.0942 1.0000