XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 284 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 0.4995 0.01290 0.00482 -0.0892 0.5224 0.1517 0.500 0.5578 0.01269 0.00473 -0.0896 0.5182 0.1655 1.000 0.6153 0.01231 0.00472 -0.0900 0.5127 0.2457 2.500 0.8071 0.01088 0.00528 -0.0944 0.4945 1.0000 3.000 0.8587 0.01097 0.00534 -0.0935 0.4883 1.0000 3.500 0.9117 0.01108 0.00538 -0.0929 0.4812 1.0000 4.000 0.9654 0.01137 0.00555 -0.0925 0.4729 1.0000 4.500 1.0193 0.01143 0.00565 -0.0921 0.4643 1.0000 5.000 1.0724 0.01159 0.00570 -0.0916 0.4527 1.0000 5.500 1.1256 0.01172 0.00586 -0.0912 0.4386 1.0000 6.000 1.1772 0.01197 0.00607 -0.0906 0.4218 1.0000 6.500 1.2258 0.01235 0.00636 -0.0895 0.3975 1.0000 7.000 1.2689 0.01303 0.00687 -0.0876 0.3691 1.0000 7.500 1.3087 0.01389 0.00761 -0.0854 0.3456 1.0000 8.000 1.3445 0.01486 0.00849 -0.0825 0.3271 1.0000 8.500 1.3723 0.01595 0.00951 -0.0784 0.3104 1.0000 9.000 1.3981 0.01733 0.01081 -0.0745 0.2954 1.0000 9.500 1.4319 0.01848 0.01201 -0.0721 0.2846 1.0000 10.000 1.4582 0.02015 0.01367 -0.0691 0.2758 1.0000 10.500 1.4922 0.02150 0.01512 -0.0673 0.2691 1.0000 11.000 1.5146 0.02369 0.01732 -0.0648 0.2594 1.0000 11.500 1.5407 0.02582 0.01952 -0.0630 0.2493 1.0000 12.000 1.5567 0.02887 0.02259 -0.0609 0.2397 1.0000 12.500 1.5792 0.03158 0.02543 -0.0595 0.2315 1.0000 13.000 1.5901 0.03542 0.02932 -0.0579 0.2229 1.0000 13.500 1.6058 0.03894 0.03296 -0.0568 0.2152 1.0000 14.000 1.6082 0.04389 0.03795 -0.0555 0.2047 1.0000 14.500 1.6115 0.04892 0.04307 -0.0546 0.1910 1.0000 15.500 1.5443 0.06751 0.06145 -0.0528 0.1229 1.0000 16.000 1.5212 0.07608 0.07006 -0.0525 0.1110 1.0000 16.500 1.5049 0.08410 0.07817 -0.0527 0.1032 1.0000 17.000 1.4896 0.09223 0.08638 -0.0533 0.0969 1.0000 17.500 1.4845 0.09919 0.09348 -0.0540 0.0910 1.0000 18.000 1.4722 0.10730 0.10169 -0.0553 0.0853 1.0000 18.500 1.4653 0.11476 0.10928 -0.0568 0.0786 1.0000 19.000 1.4546 0.12296 0.11757 -0.0589 0.0705 1.0000 19.500 1.4386 0.13210 0.12677 -0.0616 0.0588 1.0000 20.500 1.4017 0.15165 0.14635 -0.0692 0.0390 1.0000 21.000 1.3954 0.15973 0.15451 -0.0729 0.0358 1.0000 21.500 1.3943 0.16697 0.16184 -0.0766 0.0335 1.0000 22.000 1.3948 0.17395 0.16889 -0.0804 0.0316 1.0000 22.500 1.3960 0.18088 0.17590 -0.0845 0.0298 1.0000 23.000 1.4028 0.18678 0.18189 -0.0881 0.0285 1.0000 23.500 1.4063 0.19333 0.18851 -0.0924 0.0272 1.0000 24.000 1.4121 0.19940 0.19466 -0.0966 0.0261 1.0000 24.500 1.4207 0.20496 0.20033 -0.1007 0.0250 1.0000 25.000 1.4286 0.21061 0.20608 -0.1049 0.0241 1.0000 25.500 1.4321 0.21709 0.21262 -0.1099 0.0226 1.0000 26.000 1.4411 0.22242 0.21806 -0.1143 0.0217 1.0000 26.500 1.4487 0.22798 0.22375 -0.1190 0.0203 1.0000 27.000 1.4528 0.23432 0.23017 -0.1243 0.0192 1.0000 27.500 1.4596 0.24003 0.23601 -0.1294 0.0181 1.0000 28.000 1.4645 0.24614 0.24223 -0.1349 0.0165 1.0000 28.500 1.4676 0.25267 0.24888 -0.1408 0.0148 1.0000 29.000 1.4698 0.25941 0.25573 -0.1470 0.0128 1.0000 30.000 1.4510 0.27904 0.27545 -0.1643 0.0046 1.0000 30.500 1.4449 0.28836 0.28488 -0.1728 0.0040 1.0000 31.000 1.4400 0.29755 0.29422 -0.1812 0.0037 1.0000 31.500 1.4356 0.30675 0.30357 -0.1897 0.0037 1.0000 32.000 1.4259 0.31813 0.31514 -0.1996 0.0036 1.0000 32.500 1.4160 0.33031 0.32750 -0.2099 0.0036 1.0000 33.000 1.4151 0.33937 0.33664 -0.2182 0.0035 1.0000 33.500 1.4202 0.34567 0.34301 -0.2249 0.0034 1.0000 34.000 1.4273 0.35083 0.34821 -0.2311 0.0034 1.0000 34.500 1.4351 0.35550 0.35293 -0.2370 0.0034 1.0000 35.000 1.4432 0.35974 0.35722 -0.2428 0.0034 1.0000 35.500 1.4510 0.36388 0.36141 -0.2487 0.0033 1.0000 36.000 1.4582 0.36814 0.36572 -0.2546 0.0033 1.0000 36.500 1.4646 0.37244 0.37008 -0.2608 0.0033 1.0000 37.000 1.4692 0.37735 0.37508 -0.2675 0.0033 1.0000