XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 367 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 0.4740 0.01036 0.00328 -0.0909 0.6382 0.2227 1.500 0.6208 0.00948 0.00427 -0.0847 0.5804 0.9660 2.000 0.7254 0.00998 0.00454 -0.0951 0.5558 0.9790 2.500 0.8108 0.01037 0.00475 -0.1017 0.5311 0.9903 3.000 0.9023 0.01065 0.00485 -0.1098 0.5079 0.9984 3.500 0.9552 0.01089 0.00503 -0.1098 0.4905 1.0000 4.000 0.9956 0.01118 0.00527 -0.1072 0.4737 1.0000 4.500 1.0323 0.01154 0.00554 -0.1038 0.4570 1.0000 5.000 1.0600 0.01197 0.00583 -0.0987 0.4276 1.0000 5.500 1.0831 0.01239 0.00616 -0.0926 0.4060 1.0000 6.000 1.0982 0.01278 0.00649 -0.0849 0.3915 1.0000 6.500 1.0989 0.01309 0.00676 -0.0744 0.3775 1.0000 7.000 1.1149 0.01386 0.00737 -0.0676 0.3502 1.0000 7.500 1.1491 0.01460 0.00806 -0.0645 0.3338 1.0000 8.000 1.1846 0.01544 0.00888 -0.0619 0.3173 1.0000 8.500 1.2167 0.01655 0.00992 -0.0591 0.2958 1.0000 9.000 1.2303 0.01876 0.01179 -0.0542 0.2354 1.0000 9.500 1.2196 0.02281 0.01533 -0.0474 0.1504 1.0000 10.000 1.2241 0.02627 0.01853 -0.0430 0.0940 1.0000 10.500 1.2343 0.02957 0.02175 -0.0397 0.0763 1.0000 11.000 1.2551 0.03222 0.02448 -0.0377 0.0700 1.0000 11.500 1.2734 0.03522 0.02751 -0.0358 0.0588 1.0000 12.000 1.2770 0.03965 0.03183 -0.0334 0.0344 1.0000 12.500 1.2825 0.04420 0.03641 -0.0315 0.0257 1.0000 13.000 1.2909 0.04868 0.04099 -0.0302 0.0207 1.0000 13.500 1.2837 0.05504 0.04737 -0.0289 0.0057 1.0000 14.000 1.2830 0.06099 0.05345 -0.0282 0.0036 1.0000 14.500 1.2873 0.06658 0.05919 -0.0279 0.0033 1.0000 15.000 1.2899 0.07246 0.06523 -0.0279 0.0032 1.0000 15.500 1.2911 0.07862 0.07155 -0.0281 0.0031 1.0000 16.000 1.2915 0.08501 0.07810 -0.0285 0.0030 1.0000 16.500 1.2909 0.09156 0.08481 -0.0292 0.0030 1.0000 17.000 1.2900 0.09825 0.09167 -0.0301 0.0029 1.0000 17.500 1.2894 0.10498 0.09856 -0.0313 0.0029 1.0000 18.000 1.2895 0.11161 0.10535 -0.0327 0.0028 1.0000 18.500 1.2897 0.11832 0.11221 -0.0343 0.0028 1.0000 19.000 1.2901 0.12509 0.11914 -0.0363 0.0028 1.0000 19.500 1.2908 0.13182 0.12603 -0.0385 0.0028 1.0000 20.000 1.2926 0.13841 0.13278 -0.0409 0.0028 1.0000 20.500 1.2927 0.14540 0.13994 -0.0438 0.0028 1.0000 21.000 1.2934 0.15238 0.14708 -0.0470 0.0028 1.0000 21.500 1.2940 0.15945 0.15432 -0.0505 0.0028 1.0000 22.000 1.2922 0.16704 0.16207 -0.0546 0.0028 1.0000 22.500 1.2895 0.17492 0.17013 -0.0591 0.0028 1.0000 23.000 1.2862 0.18311 0.17850 -0.0642 0.0028 1.0000 23.500 1.2810 0.19187 0.18743 -0.0698 0.0028 1.0000 24.000 1.2755 0.20093 0.19667 -0.0760 0.0028 1.0000 24.500 1.2690 0.21045 0.20637 -0.0827 0.0029 1.0000 25.000 1.2629 0.22007 0.21616 -0.0897 0.0029 1.0000 25.500 1.2573 0.22975 0.22600 -0.0969 0.0029 1.0000 26.000 1.2540 0.23905 0.23543 -0.1041 0.0030 1.0000 26.500 1.2539 0.24763 0.24413 -0.1109 0.0030 1.0000 27.000 1.2567 0.25547 0.25206 -0.1174 0.0030 1.0000 27.500 1.2619 0.26260 0.25928 -0.1235 0.0031 1.0000 28.000 1.2683 0.26929 0.26605 -0.1295 0.0031 1.0000 28.500 1.2758 0.27558 0.27241 -0.1354 0.0031 1.0000 29.000 1.2830 0.28189 0.27881 -0.1413 0.0032 1.0000 29.500 1.2891 0.28859 0.28560 -0.1476 0.0032 1.0000 30.000 1.2934 0.29593 0.29306 -0.1544 0.0033 1.0000 30.500 1.2953 0.30439 0.30166 -0.1618 0.0034 1.0000 31.000 1.2912 0.31579 0.31324 -0.1709 0.0035 1.0000