XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: GOE 464 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   0.8790   0.01969   0.01370  -0.1562  0.5780  0.0264
   0.500   0.9298   0.01993   0.01399  -0.1549  0.5564  0.0446
   1.000   0.9858   0.01910   0.01280  -0.1546  0.5356  0.0685
   1.500   1.0373   0.01946   0.01297  -0.1534  0.5139  0.0815
   2.000   1.0863   0.01962   0.01295  -0.1521  0.4919  0.0967
   2.500   1.1344   0.01917   0.01230  -0.1511  0.4721  0.1058
   3.000   1.1867   0.01903   0.01193  -0.1501  0.4536  0.1086
   3.500   1.2344   0.01857   0.01134  -0.1489  0.4343  0.1102
   4.000   1.2850   0.01892   0.01146  -0.1475  0.4181  0.1152
   4.500   1.3312   0.01851   0.01091  -0.1463  0.4033  0.1171
   5.000   1.3797   0.01850   0.01087  -0.1449  0.3905  0.1239
   6.000   1.4644   0.01869   0.01079  -0.1403  0.3478  0.1422
   6.500   1.4954   0.01898   0.01092  -0.1362  0.3012  0.1543
   7.500   1.5402   0.02073   0.01213  -0.1255  0.2082  0.2036
   9.500   1.5369   0.03196   0.02233  -0.0986  0.0181  0.3009
  10.000   1.5468   0.03507   0.02557  -0.0951  0.0035  0.3087
  10.500   1.5599   0.03824   0.02882  -0.0915  0.0035  0.2620
  11.000   1.5724   0.04181   0.03249  -0.0886  0.0037  0.1862
  11.500   1.5821   0.04579   0.03666  -0.0864  0.0039  0.1622
  12.000   1.5912   0.05040   0.04149  -0.0854  0.0041  0.1588
  12.500   1.5964   0.05586   0.04719  -0.0848  0.0045  0.1534
  13.000   1.5953   0.06247   0.05408  -0.0848  0.0048  0.1513
  13.500   1.5962   0.06907   0.06094  -0.0853  0.0051  0.1503
  14.000   1.5930   0.07656   0.06869  -0.0862  0.0056  0.1501
  14.500   1.5834   0.08544   0.07785  -0.0880  0.0060  0.1515
  15.000   1.5741   0.09469   0.08738  -0.0903  0.0063  0.1529
  15.500   1.5693   0.10346   0.09641  -0.0928  0.0069  0.1537
  16.000   1.5565   0.11390   0.10714  -0.0963  0.0074  0.1546
  16.500   1.5426   0.12479   0.11830  -0.1005  0.0078  0.1558
  17.000   1.5390   0.13378   0.12753  -0.1040  0.0086  0.1579
  17.500   1.5243   0.14508   0.13910  -0.1092  0.0091  0.1596
  18.000   1.5072   0.15693   0.15121  -0.1151  0.0094  0.1617
  18.500   1.5025   0.16629   0.16078  -0.1198  0.0099  0.1671
  19.000   1.4963   0.17591   0.17061  -0.1249  0.0106  0.1727
  19.500   1.4924   0.18464   0.17941  -0.1297  0.0114  0.1809