XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 366 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.8411 0.01740 0.01046 -0.1514 0.5480 0.0495 1.000 0.8891 0.01559 0.00835 -0.1506 0.5248 0.0623 1.500 0.9382 0.01497 0.00760 -0.1499 0.5061 0.0869 2.500 1.0201 0.00763 -0.00011 -0.1417 0.4734 0.0504 3.000 1.0690 0.00725 -0.00052 -0.1405 0.4610 0.0440 3.500 1.1169 0.00719 -0.00063 -0.1392 0.4489 0.0425 4.000 1.1641 0.00727 -0.00059 -0.1378 0.4380 0.0456 4.500 1.2095 0.00746 -0.00046 -0.1362 0.4275 0.0548 6.000 1.3323 0.00734 0.00087 -0.1293 0.3978 1.0000 6.500 1.3718 0.00774 0.00125 -0.1270 0.3882 1.0000 7.000 1.4109 0.00822 0.00171 -0.1247 0.3801 1.0000 7.500 1.4455 0.00873 0.00221 -0.1217 0.3689 1.0000 8.000 1.4776 0.00931 0.00281 -0.1186 0.3568 1.0000 8.500 1.5099 0.01005 0.00355 -0.1156 0.3473 1.0000 9.000 1.5379 0.01088 0.00444 -0.1123 0.3339 1.0000 9.500 1.5616 0.01202 0.00562 -0.1086 0.3165 1.0000 10.000 1.5864 0.01335 0.00700 -0.1053 0.3044 1.0000 10.500 1.6045 0.01521 0.00887 -0.1014 0.2892 1.0000 11.000 1.6207 0.01745 0.01117 -0.0977 0.2700 1.0000 11.500 1.6262 0.02083 0.01453 -0.0932 0.2456 1.0000 12.000 1.6231 0.02550 0.01914 -0.0885 0.2148 1.0000 12.500 1.6186 0.03089 0.02449 -0.0844 0.1872 1.0000 13.000 1.5776 0.04089 0.03427 -0.0788 0.1372 1.0000 13.500 1.5498 0.05030 0.04368 -0.0752 0.1140 1.0000 14.000 1.5369 0.05832 0.05180 -0.0730 0.1038 1.0000 14.500 1.5198 0.06719 0.06079 -0.0714 0.0930 1.0000 15.000 1.4953 0.07716 0.07085 -0.0703 0.0794 1.0000 15.500 1.4625 0.08809 0.08186 -0.0696 0.0639 1.0000 16.000 1.4221 0.09953 0.09339 -0.0692 0.0496 1.0000 16.500 1.3757 0.11089 0.10487 -0.0690 0.0361 1.0000 17.000 1.3181 0.12223 0.11631 -0.0689 0.0199 1.0000 18.000 1.2432 0.13626 0.13066 -0.0694 0.0052 1.0000 18.500 1.2229 0.14090 0.13550 -0.0701 0.0047 1.0000 19.000 1.2074 0.14561 0.14039 -0.0711 0.0044 1.0000 19.500 1.1940 0.15036 0.14533 -0.0724 0.0043 1.0000 20.000 1.1810 0.15527 0.15042 -0.0740 0.0042 1.0000 20.500 1.1680 0.16032 0.15566 -0.0759 0.0042 1.0000 21.000 1.1547 0.16557 0.16110 -0.0780 0.0041 1.0000 21.500 1.1413 0.17099 0.16671 -0.0804 0.0041 1.0000 22.000 1.1262 0.17685 0.17276 -0.0831 0.0041 1.0000 22.500 1.1105 0.18301 0.17911 -0.0860 0.0041 1.0000 23.000 1.0926 0.18979 0.18609 -0.0893 0.0041 1.0000 23.500 1.0742 0.19695 0.19344 -0.0928 0.0041 1.0000 24.000 1.0545 0.20472 0.20140 -0.0966 0.0041 1.0000 24.500 1.0363 0.21263 0.20947 -0.1004 0.0042 1.0000 25.000 1.0197 0.22057 0.21758 -0.1042 0.0042 1.0000 25.500 1.0073 0.22791 0.22503 -0.1077 0.0043 1.0000 26.000 1.0002 0.23418 0.23140 -0.1108 0.0043 1.0000 26.500 0.9966 0.23965 0.23693 -0.1136 0.0043 1.0000 27.000 0.9968 0.24410 0.24145 -0.1161 0.0043 1.0000 27.500 0.9992 0.24789 0.24529 -0.1184 0.0043 1.0000 28.000 1.0024 0.25136 0.24881 -0.1206 0.0044 1.0000 28.500 1.0056 0.25471 0.25223 -0.1228 0.0044 1.0000 29.000 1.0087 0.25802 0.25560 -0.1251 0.0044 1.0000 29.500 1.0110 0.26140 0.25907 -0.1273 0.0045 1.0000 30.000 1.0065 0.26709 0.26488 -0.1303 0.0045 1.0000 30.500 0.9964 0.27484 0.27279 -0.1338 0.0046 1.0000 31.000 0.9765 0.28664 0.28484 -0.1380 0.0049 1.0000