XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 264 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 0.4265 0.01166 0.00405 -0.0865 0.5742 0.0664 0.500 0.4843 0.01120 0.00347 -0.0865 0.5404 0.0702 1.000 0.5421 0.01093 0.00311 -0.0866 0.5128 0.0743 1.500 0.5986 0.01086 0.00282 -0.0866 0.4550 0.0814 2.000 0.6570 0.01080 0.00294 -0.0867 0.4546 0.0904 3.000 0.7710 0.01104 0.00327 -0.0869 0.4042 0.1592 3.500 0.8275 0.01117 0.00347 -0.0871 0.3835 0.2217 4.500 0.9316 0.01028 0.00409 -0.0851 0.3506 1.0000 5.000 0.9875 0.01069 0.00438 -0.0849 0.3285 1.0000 5.500 1.0429 0.01113 0.00479 -0.0847 0.3168 1.0000 6.000 1.0980 0.01155 0.00517 -0.0845 0.2971 1.0000 6.500 1.1523 0.01205 0.00562 -0.0842 0.2734 1.0000 7.000 1.2069 0.01251 0.00612 -0.0838 0.2591 1.0000 7.500 1.2573 0.01344 0.00677 -0.0832 0.1952 1.0000 8.000 1.2888 0.01713 0.00943 -0.0804 0.0425 1.0000 8.500 1.3324 0.01873 0.01107 -0.0787 0.0356 1.0000 9.000 1.3716 0.02057 0.01300 -0.0764 0.0319 1.0000 9.500 1.4101 0.02220 0.01479 -0.0740 0.0302 1.0000 10.000 1.4350 0.02469 0.01736 -0.0700 0.0281 1.0000 10.500 1.4604 0.02670 0.01956 -0.0659 0.0262 1.0000 11.000 1.4694 0.02935 0.02231 -0.0602 0.0248 1.0000 11.500 1.4724 0.03313 0.02626 -0.0555 0.0239 1.0000 12.000 1.4815 0.03701 0.03035 -0.0526 0.0229 1.0000 12.500 1.4889 0.04148 0.03499 -0.0506 0.0220 1.0000 13.000 1.4909 0.04667 0.04020 -0.0485 0.0208 1.0000 13.500 1.4962 0.05206 0.04589 -0.0479 0.0201 1.0000 14.000 1.5011 0.05753 0.05158 -0.0475 0.0196 1.0000 14.500 1.5009 0.06414 0.05833 -0.0493 0.0182 1.0000 15.000 1.5001 0.07015 0.06450 -0.0481 0.0174 1.0000 15.500 1.4931 0.07786 0.07254 -0.0496 0.0169 1.0000 16.000 1.4845 0.08602 0.08099 -0.0514 0.0163 1.0000 16.500 1.4784 0.09427 0.08943 -0.0544 0.0156 1.0000 17.000 1.4705 0.10272 0.09811 -0.0569 0.0155 1.0000 17.500 1.4486 0.11467 0.11032 -0.0630 0.0140 1.0000 18.000 1.4309 0.12539 0.12135 -0.0671 0.0140 1.0000 18.500 1.4343 0.13186 0.12790 -0.0693 0.0145 1.0000