XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 435 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 0.6045 0.01560 0.00752 -0.1309 0.5318 0.2401 0.500 0.6643 0.01534 0.00760 -0.1322 0.5232 0.3203 1.000 0.7237 0.01585 0.00815 -0.1327 0.5150 0.3733 1.500 0.7789 0.01626 0.00864 -0.1324 0.5069 0.3944 2.000 0.8344 0.01656 0.00899 -0.1322 0.4977 0.4094 2.500 0.8919 0.01716 0.00949 -0.1324 0.4881 0.4207 3.000 0.9422 0.01729 0.00972 -0.1314 0.4790 0.4301 3.500 0.9940 0.01748 0.00994 -0.1307 0.4688 0.4392 4.000 1.0443 0.01788 0.01034 -0.1298 0.4579 0.4477 4.500 1.0883 0.01814 0.01061 -0.1279 0.4458 0.4553 5.000 1.1317 0.01842 0.01085 -0.1260 0.4332 0.4628 5.500 1.1622 0.01873 0.01122 -0.1220 0.4186 0.4699 6.000 1.1955 0.01947 0.01199 -0.1191 0.4019 0.4767 6.500 1.2260 0.02053 0.01300 -0.1161 0.3847 0.4836 7.000 1.2528 0.02195 0.01434 -0.1130 0.3677 0.4906 7.500 1.2783 0.02360 0.01594 -0.1103 0.3520 0.4999 8.000 1.3034 0.02548 0.01781 -0.1078 0.3383 0.5100 8.500 1.3310 0.02741 0.01978 -0.1058 0.3267 0.5195 9.000 1.3570 0.02949 0.02176 -0.1037 0.3162 0.5310 9.500 1.3834 0.03164 0.02415 -0.1021 0.3077 0.5505 10.000 1.4095 0.03382 0.02633 -0.1003 0.2989 0.5752 10.500 1.4357 0.03609 0.02885 -0.0988 0.2917 0.6148 11.000 1.4570 0.03873 0.03175 -0.0971 0.2844 0.6786 11.500 1.4877 0.04053 0.03359 -0.0953 0.2770 0.7466 12.000 1.5036 0.04371 0.03706 -0.0936 0.2719 0.7941 12.500 1.5226 0.04651 0.04006 -0.0918 0.2663 0.8462 13.500 1.5663 0.05153 0.04518 -0.0886 0.2559 1.0000 14.000 1.5806 0.05542 0.04920 -0.0878 0.2510 1.0000 14.500 1.5977 0.05908 0.05287 -0.0871 0.2461 1.0000 15.000 1.6337 0.06058 0.05422 -0.0863 0.2409 1.0000 15.500 1.6316 0.06638 0.06026 -0.0858 0.2369 1.0000 16.000 1.6393 0.07121 0.06522 -0.0854 0.2325 1.0000 16.500 1.6555 0.07506 0.06910 -0.0852 0.2285 1.0000 17.000 1.6929 0.07620 0.07011 -0.0844 0.2244 1.0000 17.500 1.6750 0.08417 0.07840 -0.0847 0.2208 1.0000 18.000 1.6696 0.09077 0.08518 -0.0852 0.2166 1.0000 18.500 1.6841 0.09485 0.08929 -0.0855 0.2128 1.0000 19.000 1.7201 0.09597 0.09032 -0.0851 0.2094 1.0000 19.500 1.6759 0.10769 0.10244 -0.0872 0.2055 1.0000 20.000 1.6524 0.11698 0.11195 -0.0894 0.2009 1.0000 20.500 1.6755 0.11988 0.11484 -0.0901 0.1975 1.0000 21.000 1.6757 0.12580 0.12086 -0.0917 0.1935 1.0000 21.500 1.5397 0.15232 0.14795 -0.1022 0.1845 1.0000 22.000 1.6289 0.14516 0.14058 -0.0993 0.1832 1.0000