XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 178 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2985 0.01073 0.00262 -0.0626 0.4671 0.1132 0.500 0.3558 0.01069 0.00258 -0.0626 0.4530 0.1275 1.000 0.4132 0.01061 0.00254 -0.0626 0.4425 0.1517 1.500 0.4701 0.00996 0.00268 -0.0630 0.4329 0.4105 2.000 0.5217 0.00859 0.00283 -0.0614 0.4246 1.0000 2.500 0.5791 0.00886 0.00298 -0.0613 0.4168 1.0000 3.000 0.6364 0.00912 0.00314 -0.0611 0.4072 1.0000 3.500 0.6933 0.00934 0.00329 -0.0610 0.3955 1.0000 4.000 0.7502 0.00958 0.00348 -0.0608 0.3841 1.0000 4.500 0.8072 0.00982 0.00371 -0.0606 0.3727 1.0000 5.000 0.8637 0.01002 0.00391 -0.0605 0.3578 1.0000 5.500 0.9201 0.01025 0.00414 -0.0603 0.3399 1.0000 6.000 0.9760 0.01050 0.00437 -0.0601 0.3140 1.0000 6.500 1.0308 0.01093 0.00473 -0.0597 0.2814 1.0000 7.000 1.0830 0.01175 0.00533 -0.0591 0.2352 1.0000 7.500 1.1323 0.01297 0.00625 -0.0583 0.1796 1.0000 8.000 1.1684 0.01603 0.00851 -0.0562 0.0530 1.0000 8.500 1.2143 0.01742 0.00997 -0.0549 0.0471 1.0000 9.000 1.2570 0.01902 0.01166 -0.0532 0.0428 1.0000 9.500 1.2947 0.02092 0.01365 -0.0509 0.0391 1.0000 10.000 1.3321 0.02258 0.01545 -0.0487 0.0366 1.0000 10.500 1.3536 0.02529 0.01823 -0.0449 0.0343 1.0000 11.000 1.3783 0.02716 0.02029 -0.0412 0.0323 1.0000 11.500 1.3896 0.03008 0.02331 -0.0372 0.0307 1.0000 12.000 1.3987 0.03380 0.02721 -0.0348 0.0292 1.0000 12.500 1.4131 0.03771 0.03131 -0.0343 0.0272 1.0000 13.000 1.4163 0.04307 0.03674 -0.0339 0.0263 1.0000 13.500 1.4224 0.04871 0.04266 -0.0347 0.0249 1.0000 14.000 1.4262 0.05475 0.04888 -0.0359 0.0238 1.0000 14.500 1.4274 0.06106 0.05528 -0.0373 0.0228 1.0000 15.000 1.4240 0.06788 0.06233 -0.0383 0.0219 1.0000 15.500 1.4196 0.07522 0.06989 -0.0402 0.0209 1.0000 16.000 1.4165 0.08252 0.07735 -0.0422 0.0201 1.0000 16.500 1.4154 0.08922 0.08409 -0.0436 0.0193 1.0000 17.000 1.4061 0.09788 0.09305 -0.0465 0.0186 1.0000 17.500 1.3949 0.10754 0.10296 -0.0508 0.0175 1.0000 18.000 1.3890 0.11599 0.11157 -0.0541 0.0169 1.0000 18.500 1.3855 0.12400 0.11971 -0.0574 0.0165 1.0000 19.000 1.3754 0.13305 0.12895 -0.0609 0.0159 1.0000 19.500 1.3525 0.14585 0.14212 -0.0678 0.0153 1.0000 20.000 1.3311 0.15868 0.15527 -0.0750 0.0151 1.0000 20.500 1.3326 0.16737 0.16401 -0.0807 0.0139 1.0000 21.000 1.3230 0.17849 0.17524 -0.0879 0.0131 1.0000