XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 438 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 0.4108 0.01107 0.00328 -0.0780 0.6820 0.0912 0.500 0.4608 0.01093 0.00303 -0.0764 0.6515 0.0987 1.000 0.5106 0.01081 0.00292 -0.0750 0.6229 0.1276 2.000 0.6646 0.00917 0.00325 -0.0838 0.5579 1.0000 2.500 0.7090 0.00948 0.00338 -0.0813 0.5246 1.0000 3.000 0.7529 0.00985 0.00356 -0.0787 0.4906 1.0000 3.500 0.7969 0.01030 0.00382 -0.0762 0.4593 1.0000 4.000 0.8406 0.01081 0.00416 -0.0737 0.4298 1.0000 4.500 0.8848 0.01133 0.00453 -0.0713 0.4038 1.0000 5.000 0.9206 0.01199 0.00476 -0.0676 0.3324 1.0000 5.500 0.9646 0.01253 0.00517 -0.0653 0.3060 1.0000 6.000 1.0003 0.01354 0.00571 -0.0620 0.2258 1.0000 6.500 1.0332 0.01489 0.00657 -0.0583 0.1457 1.0000 7.000 1.0562 0.01695 0.00804 -0.0533 0.0552 1.0000 7.500 1.0901 0.01810 0.00911 -0.0497 0.0329 1.0000 8.000 1.1160 0.01951 0.01035 -0.0449 0.0050 1.0000 8.500 1.1487 0.02043 0.01142 -0.0412 0.0044 1.0000 9.000 1.1779 0.02161 0.01273 -0.0372 0.0041 1.0000 9.500 1.2052 0.02295 0.01422 -0.0333 0.0041 1.0000 10.000 1.2293 0.02456 0.01603 -0.0294 0.0041 1.0000 10.500 1.2493 0.02654 0.01824 -0.0255 0.0041 1.0000 11.000 1.2659 0.02893 0.02086 -0.0220 0.0041 1.0000 11.500 1.2769 0.03201 0.02425 -0.0188 0.0041 1.0000 12.000 1.2799 0.03615 0.02869 -0.0160 0.0042 1.0000 12.500 1.2785 0.04121 0.03406 -0.0143 0.0042 1.0000 13.000 1.2770 0.04684 0.03994 -0.0139 0.0042 1.0000 13.500 1.2671 0.05399 0.04738 -0.0144 0.0043 1.0000 14.000 1.2556 0.06187 0.05552 -0.0158 0.0043 1.0000 14.500 1.2408 0.07076 0.06467 -0.0180 0.0044 1.0000 15.000 1.2279 0.07980 0.07395 -0.0208 0.0045 1.0000 15.500 1.2132 0.08951 0.08390 -0.0240 0.0046 1.0000 16.000 1.2016 0.09900 0.09360 -0.0275 0.0047 1.0000 16.500 1.1910 0.10853 0.10335 -0.0311 0.0048 1.0000 17.000 1.1835 0.11773 0.11278 -0.0349 0.0048 1.0000 17.500 1.1779 0.12670 0.12195 -0.0388 0.0051 1.0000 18.000 1.1733 0.13572 0.13118 -0.0431 0.0051 1.0000 18.500 1.1693 0.14474 0.14041 -0.0476 0.0053 1.0000 19.000 1.1646 0.15416 0.15008 -0.0526 0.0055 1.0000 19.500 1.1571 0.16455 0.16070 -0.0587 0.0056 1.0000 20.000 1.1443 0.17666 0.17311 -0.0661 0.0059 1.0000 20.500 1.1253 0.19124 0.18798 -0.0753 0.0061 1.0000 21.000 1.0952 0.21076 0.20776 -0.0875 0.0062 1.0000 21.500 1.0480 0.24265 0.23965 -0.1035 0.0072 1.0000 22.000 1.0519 0.25358 0.25055 -0.1094 0.0085 1.0000