XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 448 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 1.1123 0.01749 0.00981 -0.2349 0.6615 0.0853 0.500 1.1647 0.01779 0.01025 -0.2351 0.6537 0.1086 1.000 1.2217 0.01723 0.00941 -0.2357 0.6453 0.1087 1.500 1.2691 0.01681 0.00897 -0.2346 0.6363 0.1096 2.000 1.3238 0.01654 0.00866 -0.2348 0.6291 0.1114 2.500 1.3765 0.01663 0.00874 -0.2349 0.6220 0.1139 3.000 1.4219 0.01671 0.00890 -0.2334 0.6137 0.1162 3.500 1.4753 0.01672 0.00893 -0.2336 0.6059 0.1210 4.000 1.5109 0.01678 0.00905 -0.2300 0.5910 0.1269 4.500 1.5241 0.01677 0.00893 -0.2217 0.5630 0.1363 5.000 1.5347 0.01762 0.00979 -0.2140 0.5317 0.1850 5.500 1.5482 0.01807 0.01121 -0.2076 0.5008 1.0000 6.000 1.5585 0.02006 0.01298 -0.2011 0.4651 1.0000 6.500 1.5551 0.02320 0.01583 -0.1933 0.4170 1.0000 7.000 1.5406 0.02761 0.01991 -0.1850 0.3643 1.0000 7.500 1.5351 0.03196 0.02405 -0.1787 0.3260 1.0000 8.000 1.5106 0.03830 0.03005 -0.1711 0.2656 1.0000 8.500 1.4673 0.04693 0.03816 -0.1630 0.1709 1.0000 9.000 1.4529 0.05343 0.04448 -0.1580 0.1240 1.0000 9.500 1.4092 0.06348 0.05415 -0.1518 0.0105 1.0000 10.000 1.4223 0.06777 0.05853 -0.1496 0.0056 1.0000 10.500 1.4359 0.07207 0.06294 -0.1477 0.0054 1.0000 11.000 1.4488 0.07649 0.06751 -0.1458 0.0055 1.0000 11.500 1.4587 0.08136 0.07254 -0.1440 0.0056 1.0000 12.000 1.4661 0.08656 0.07793 -0.1422 0.0058 1.0000 12.500 1.4710 0.09213 0.08371 -0.1405 0.0060 1.0000 13.000 1.4753 0.09789 0.08967 -0.1391 0.0062 1.0000 13.500 1.4800 0.10366 0.09563 -0.1380 0.0066 1.0000 14.000 1.4802 0.11008 0.10227 -0.1370 0.0071 1.0000 14.500 1.4756 0.11728 0.10970 -0.1363 0.0075 1.0000 15.000 1.4642 0.12566 0.11828 -0.1363 0.0077 1.0000 15.500 1.4700 0.13152 0.12432 -0.1363 0.0084 1.0000 16.000 1.4648 0.13911 0.13210 -0.1369 0.0091 1.0000 16.500 1.4574 0.14696 0.14004 -0.1380 0.0096 1.0000 17.000 1.4689 0.15196 0.14522 -0.1386 0.0109 1.0000 17.500 1.4795 0.15642 0.14968 -0.1387 0.0122 1.0000 18.000 1.5082 0.15762 0.15098 -0.1374 0.0155 1.0000 19.000 1.1578 0.15320 0.14782 -0.1011 0.0120 1.0000 19.500 1.2210 0.14690 0.14150 -0.0964 0.0175 1.0000