XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 382 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.7366 0.01068 0.00499 -0.0948 0.4960 0.8573 2.000 0.7919 0.01092 0.00528 -0.0945 0.4846 0.9358 2.500 0.8682 0.01135 0.00555 -0.0990 0.4721 0.9780 3.000 0.9566 0.01177 0.00590 -0.1064 0.4609 0.9960 3.500 1.0041 0.01216 0.00612 -0.1055 0.4502 1.0000 4.000 1.0362 0.01246 0.00638 -0.1014 0.4415 1.0000 4.500 1.0701 0.01282 0.00666 -0.0977 0.4329 1.0000 5.000 1.1063 0.01334 0.00707 -0.0945 0.4243 1.0000 5.500 1.1447 0.01376 0.00751 -0.0919 0.4173 1.0000 6.000 1.1839 0.01435 0.00803 -0.0897 0.4092 1.0000 6.500 1.2250 0.01503 0.00866 -0.0880 0.4011 1.0000 7.000 1.2559 0.01577 0.00937 -0.0848 0.3875 1.0000 7.500 1.2924 0.01664 0.01022 -0.0828 0.3779 1.0000 8.000 1.3250 0.01765 0.01120 -0.0805 0.3659 1.0000 8.500 1.3569 0.01884 0.01239 -0.0783 0.3532 1.0000 9.000 1.3878 0.02019 0.01372 -0.0762 0.3440 1.0000 9.500 1.4201 0.02159 0.01516 -0.0745 0.3358 1.0000 10.000 1.4397 0.02379 0.01730 -0.0718 0.3205 1.0000 10.500 1.4661 0.02577 0.01933 -0.0702 0.3080 1.0000 11.000 1.4849 0.02839 0.02196 -0.0681 0.2946 1.0000 11.500 1.4932 0.03203 0.02556 -0.0657 0.2743 1.0000 12.000 1.4962 0.03638 0.02987 -0.0634 0.2537 1.0000 12.500 1.4868 0.04209 0.03551 -0.0610 0.2295 1.0000 13.000 1.4703 0.04872 0.04207 -0.0586 0.2013 1.0000 13.500 1.4433 0.05670 0.04998 -0.0564 0.1719 1.0000 14.000 1.4069 0.06604 0.05925 -0.0546 0.1414 1.0000 14.500 1.3694 0.07608 0.06925 -0.0534 0.1145 1.0000 15.000 1.3441 0.08510 0.07828 -0.0531 0.0966 1.0000 15.500 1.3254 0.09361 0.08683 -0.0533 0.0828 1.0000 16.500 1.2633 0.11458 0.10775 -0.0552 0.0338 1.0000 17.000 1.2304 0.12582 0.11897 -0.0572 0.0044 1.0000 17.500 1.2333 0.13216 0.12542 -0.0588 0.0038 1.0000 18.000 1.2399 0.13791 0.13127 -0.0605 0.0035 1.0000 18.500 1.2451 0.14392 0.13741 -0.0625 0.0033 1.0000 19.000 1.2526 0.14958 0.14318 -0.0646 0.0032 1.0000 19.500 1.2588 0.15550 0.14922 -0.0671 0.0032 1.0000 20.000 1.2666 0.16115 0.15499 -0.0696 0.0031 1.0000 20.500 1.2723 0.16716 0.16114 -0.0725 0.0031 1.0000 21.000 1.2786 0.17305 0.16715 -0.0755 0.0031 1.0000 21.500 1.2837 0.17919 0.17342 -0.0788 0.0031 1.0000 22.000 1.2876 0.18558 0.17995 -0.0824 0.0030 1.0000 23.000 1.2937 0.19881 0.19345 -0.0906 0.0030 1.0000 23.500 1.2954 0.20574 0.20052 -0.0951 0.0030 1.0000 24.000 1.2972 0.21270 0.20762 -0.0998 0.0031 1.0000 24.500 1.2973 0.22002 0.21508 -0.1050 0.0031 1.0000 25.000 1.2979 0.22726 0.22244 -0.1103 0.0031 1.0000 25.500 1.2993 0.23437 0.22966 -0.1156 0.0031 1.0000 26.000 1.3026 0.24107 0.23646 -0.1209 0.0031 1.0000 26.500 1.3069 0.24753 0.24300 -0.1262 0.0031 1.0000 27.000 1.3138 0.25332 0.24886 -0.1313 0.0031 1.0000 27.500 1.3224 0.25858 0.25417 -0.1362 0.0031 1.0000 28.000 1.3333 0.26318 0.25881 -0.1408 0.0031 1.0000 28.500 1.3457 0.26722 0.26289 -0.1451 0.0032 1.0000 29.000 1.3595 0.27075 0.26644 -0.1493 0.0032 1.0000 29.500 1.3742 0.27391 0.26963 -0.1533 0.0032 1.0000 30.000 1.3900 0.27655 0.27228 -0.1571 0.0032 1.0000 30.500 1.4051 0.27926 0.27503 -0.1610 0.0032 1.0000 31.000 1.4169 0.28291 0.27875 -0.1656 0.0032 1.0000 31.500 1.4285 0.28650 0.28241 -0.1702 0.0033 1.0000 32.000 1.4387 0.29038 0.28638 -0.1752 0.0033 1.0000 32.500 1.4480 0.29438 0.29048 -0.1802 0.0033 1.0000 33.000 1.4570 0.29834 0.29456 -0.1854 0.0034 1.0000 33.500 1.4638 0.30287 0.29924 -0.1910 0.0035 1.0000 34.000 1.4700 0.30738 0.30392 -0.1967 0.0035 1.0000 34.500 1.4743 0.31233 0.30906 -0.2028 0.0037 1.0000 35.000 1.4731 0.31886 0.31582 -0.2100 0.0038 1.0000 35.500 1.4675 0.32684 0.32405 -0.2181 0.0040 1.0000 36.000 1.4569 0.33677 0.33424 -0.2274 0.0041 1.0000 36.500 1.4407 0.34902 0.34673 -0.2381 0.0044 1.0000