XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 287 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 0.2937 0.01201 0.00394 -0.0468 0.5584 0.0509 0.500 0.3509 0.01133 0.00319 -0.0469 0.5188 0.0563 1.000 0.4097 0.01098 0.00303 -0.0473 0.5392 0.0615 1.500 0.4680 0.01074 0.00281 -0.0475 0.5315 0.0663 2.500 0.5790 0.00829 0.00280 -0.0474 0.5102 1.0000 3.000 0.6371 0.00836 0.00274 -0.0475 0.4914 1.0000 3.500 0.6949 0.00853 0.00291 -0.0477 0.4809 1.0000 4.000 0.7525 0.00866 0.00296 -0.0480 0.4588 1.0000 5.000 0.8627 0.01013 0.00365 -0.0484 0.2956 1.0000 5.500 0.9170 0.01093 0.00428 -0.0486 0.2643 1.0000 6.000 0.9719 0.01151 0.00482 -0.0487 0.2510 1.0000 6.500 1.0266 0.01210 0.00543 -0.0487 0.2404 1.0000 7.000 1.0805 0.01272 0.00602 -0.0486 0.2260 1.0000 7.500 1.1342 0.01326 0.00660 -0.0486 0.2112 1.0000 8.000 1.1870 0.01389 0.00725 -0.0484 0.1967 1.0000 8.500 1.2391 0.01456 0.00790 -0.0482 0.1653 1.0000 9.000 1.2693 0.01785 0.01031 -0.0462 0.0393 1.0000 9.500 1.3045 0.02011 0.01262 -0.0442 0.0290 1.0000 10.000 1.3394 0.02204 0.01470 -0.0421 0.0266 1.0000 10.500 1.3654 0.02432 0.01712 -0.0393 0.0247 1.0000 11.000 1.3711 0.02765 0.02062 -0.0352 0.0228 1.0000 11.500 1.3796 0.03176 0.02492 -0.0337 0.0213 1.0000 12.000 1.3866 0.03653 0.02986 -0.0331 0.0204 1.0000 12.500 1.3813 0.04282 0.03628 -0.0329 0.0188 1.0000 13.000 1.3818 0.04849 0.04210 -0.0325 0.0190 1.0000 13.500 1.3866 0.05406 0.04792 -0.0328 0.0178 1.0000 14.000 1.3863 0.06022 0.05422 -0.0336 0.0165 1.0000 14.500 1.3804 0.06653 0.06058 -0.0330 0.0157 1.0000 15.000 1.3777 0.07380 0.06818 -0.0348 0.0146 1.0000 15.500 1.3752 0.08088 0.07543 -0.0361 0.0139 1.0000 16.000 1.3736 0.08765 0.08228 -0.0372 0.0132 1.0000 16.500 1.3692 0.09499 0.08984 -0.0383 0.0126 1.0000 17.000 1.3587 0.10432 0.09948 -0.0417 0.0117 1.0000 17.500 1.3517 0.11302 0.10836 -0.0450 0.0112 1.0000 18.000 1.3457 0.12167 0.11718 -0.0485 0.0109 1.0000 18.500 1.3295 0.13245 0.12823 -0.0531 0.0101 1.0000 19.000 1.3164 0.14373 0.13979 -0.0595 0.0098 1.0000 19.500 1.3024 0.15525 0.15158 -0.0661 0.0094 1.0000 20.500 1.2469 0.18687 0.18391 -0.0851 0.0095 1.0000