XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 288 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 0.6560 0.01159 0.00438 -0.1358 0.5283 0.3825 0.500 0.7142 0.01157 0.00440 -0.1360 0.5188 0.3955 1.000 0.7714 0.01177 0.00448 -0.1361 0.5076 0.4084 1.500 0.8289 0.01177 0.00457 -0.1363 0.4968 0.4270 2.000 0.8849 0.01188 0.00464 -0.1362 0.4840 0.4402 2.500 0.9416 0.01195 0.00472 -0.1362 0.4697 0.4531 3.000 0.9966 0.01204 0.00485 -0.1360 0.4521 0.4683 3.500 1.0500 0.01225 0.00503 -0.1356 0.4286 0.4867 4.000 1.1007 0.01262 0.00533 -0.1347 0.4014 0.5108 4.500 1.1502 0.01305 0.00577 -0.1338 0.3780 0.5541 5.500 1.2370 0.01351 0.00685 -0.1293 0.3360 1.0000 6.000 1.2848 0.01414 0.00740 -0.1280 0.3253 1.0000 6.500 1.3287 0.01487 0.00802 -0.1262 0.3079 1.0000 7.000 1.3687 0.01571 0.00877 -0.1237 0.2977 1.0000 7.500 1.4121 0.01624 0.00936 -0.1217 0.2920 1.0000 8.000 1.4455 0.01721 0.01024 -0.1183 0.2792 1.0000 8.500 1.4859 0.01796 0.01104 -0.1162 0.2708 1.0000 9.000 1.5180 0.01914 0.01218 -0.1131 0.2603 1.0000 9.500 1.5526 0.02028 0.01334 -0.1106 0.2474 1.0000 10.000 1.5817 0.02182 0.01486 -0.1077 0.2334 1.0000 10.500 1.6062 0.02379 0.01681 -0.1047 0.2174 1.0000 11.000 1.6206 0.02666 0.01960 -0.1012 0.1946 1.0000 11.500 1.5896 0.03367 0.02628 -0.0957 0.1312 1.0000 12.000 1.5429 0.04326 0.03570 -0.0915 0.0786 1.0000 12.500 1.5272 0.05054 0.04301 -0.0898 0.0588 1.0000 13.000 1.4830 0.06153 0.05397 -0.0884 0.0248 1.0000 13.500 1.4503 0.07187 0.06440 -0.0881 0.0057 1.0000 14.000 1.4399 0.07972 0.07242 -0.0882 0.0044 1.0000 14.500 1.4320 0.08747 0.08034 -0.0886 0.0040 1.0000 15.000 1.4233 0.09548 0.08853 -0.0892 0.0038 1.0000 15.500 1.4128 0.10394 0.09717 -0.0903 0.0037 1.0000 16.000 1.4021 0.11258 0.10599 -0.0918 0.0037 1.0000 16.500 1.3927 0.12113 0.11472 -0.0936 0.0036 1.0000 17.000 1.3855 0.12947 0.12323 -0.0957 0.0036 1.0000 17.500 1.3799 0.13762 0.13153 -0.0981 0.0035 1.0000 18.000 1.3772 0.14534 0.13940 -0.1007 0.0035 1.0000 18.500 1.3777 0.15256 0.14675 -0.1034 0.0035 1.0000 19.000 1.3787 0.15978 0.15410 -0.1064 0.0035 1.0000 19.500 1.3823 0.16655 0.16099 -0.1095 0.0034 1.0000 20.000 1.3869 0.17311 0.16767 -0.1126 0.0034 1.0000 20.500 1.3921 0.17959 0.17427 -0.1160 0.0034 1.0000 21.000 1.3977 0.18602 0.18082 -0.1195 0.0034 1.0000 21.500 1.4036 0.19241 0.18732 -0.1232 0.0034 1.0000 22.000 1.4093 0.19888 0.19390 -0.1272 0.0034 1.0000 22.500 1.4146 0.20544 0.20058 -0.1315 0.0034 1.0000 23.000 1.4197 0.21204 0.20729 -0.1359 0.0034 1.0000 23.500 1.4246 0.21872 0.21408 -0.1406 0.0034 1.0000 24.000 1.4299 0.22521 0.22067 -0.1454 0.0034 1.0000 24.500 1.4345 0.23186 0.22742 -0.1505 0.0034 1.0000 25.000 1.4408 0.23810 0.23375 -0.1554 0.0035 1.0000 25.500 1.4469 0.24440 0.24014 -0.1605 0.0035 1.0000 26.000 1.4548 0.25016 0.24598 -0.1654 0.0035 1.0000 26.500 1.4625 0.25593 0.25183 -0.1704 0.0035 1.0000 27.000 1.4716 0.26122 0.25719 -0.1752 0.0035 1.0000 27.500 1.4810 0.26636 0.26240 -0.1800 0.0036 1.0000 28.000 1.4904 0.27138 0.26751 -0.1849 0.0036 1.0000 28.500 1.5006 0.27607 0.27226 -0.1896 0.0036 1.0000 29.000 1.5105 0.28071 0.27698 -0.1944 0.0036 1.0000 29.500 1.5189 0.28568 0.28204 -0.1996 0.0037 1.0000 30.000 1.5270 0.29066 0.28712 -0.2049 0.0037 1.0000 30.500 1.5342 0.29578 0.29235 -0.2104 0.0037 1.0000 31.000 1.5395 0.30140 0.29810 -0.2165 0.0038 1.0000 31.500 1.5444 0.30704 0.30386 -0.2227 0.0038 1.0000 32.000 1.5470 0.31364 0.31061 -0.2297 0.0038 1.0000 32.500 1.5468 0.32154 0.31867 -0.2376 0.0039 1.0000 33.000 1.5412 0.33184 0.32921 -0.2473 0.0040 1.0000