XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 450 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 0.5966 0.01083 0.00353 -0.1282 0.7765 0.0527 0.500 0.6517 0.01054 0.00312 -0.1278 0.7562 0.0535 1.000 0.7068 0.01042 0.00290 -0.1274 0.7363 0.0601 2.000 0.8108 0.00872 0.00310 -0.1258 0.6901 1.0000 2.500 0.8621 0.00899 0.00317 -0.1246 0.6566 1.0000 3.000 0.9140 0.00932 0.00335 -0.1237 0.6292 1.0000 3.500 0.9652 0.00966 0.00360 -0.1227 0.6003 1.0000 4.000 1.0162 0.01002 0.00390 -0.1218 0.5719 1.0000 4.500 1.0635 0.01048 0.00424 -0.1201 0.5245 1.0000 5.000 1.0849 0.01260 0.00505 -0.1142 0.3222 1.0000 5.500 1.1090 0.01519 0.00654 -0.1095 0.1405 1.0000 6.000 1.1348 0.01759 0.00820 -0.1051 0.0262 1.0000 6.500 1.1776 0.01842 0.00902 -0.1031 0.0173 1.0000 7.000 1.2163 0.01949 0.01009 -0.1005 0.0051 1.0000 7.500 1.2511 0.02058 0.01139 -0.0971 0.0045 1.0000 8.000 1.2855 0.02171 0.01270 -0.0938 0.0042 1.0000 8.500 1.3175 0.02303 0.01420 -0.0903 0.0041 1.0000 9.000 1.3455 0.02466 0.01602 -0.0865 0.0041 1.0000 9.500 1.3693 0.02667 0.01824 -0.0824 0.0041 1.0000 10.000 1.3882 0.02916 0.02105 -0.0781 0.0042 1.0000 10.500 1.4018 0.03222 0.02441 -0.0739 0.0043 1.0000 11.000 1.4092 0.03605 0.02855 -0.0696 0.0045 1.0000 11.500 1.4108 0.04069 0.03353 -0.0658 0.0046 1.0000 12.000 1.4082 0.04611 0.03927 -0.0623 0.0047 1.0000 12.500 1.4038 0.05205 0.04554 -0.0594 0.0049 1.0000 13.000 1.3967 0.05864 0.05250 -0.0568 0.0050 1.0000 13.500 1.3862 0.06610 0.06035 -0.0545 0.0051 1.0000 14.000 1.3721 0.07450 0.06920 -0.0534 0.0053 1.0000 14.500 1.3641 0.08247 0.07750 -0.0540 0.0055 1.0000 15.000 1.3514 0.09162 0.08706 -0.0558 0.0057 1.0000 15.500 1.3344 0.10209 0.09789 -0.0589 0.0058 1.0000 16.000 1.3122 0.11431 0.11049 -0.0639 0.0060 1.0000 16.500 1.2854 0.12848 0.12504 -0.0712 0.0062 1.0000 17.000 1.2564 0.14462 0.14154 -0.0809 0.0062 1.0000 17.500 1.2270 0.16275 0.15997 -0.0929 0.0062 1.0000 18.000 1.1933 0.18549 0.18292 -0.1080 0.0061 1.0000 18.500 1.1453 0.22286 0.22023 -0.1282 0.0072 1.0000 19.000 1.1497 0.23649 0.23381 -0.1359 0.0086 1.0000