XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 383 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 0.4848 0.01016 0.00444 -0.0801 0.5526 0.7150 0.500 0.5378 0.01013 0.00452 -0.0791 0.5410 0.7714 1.000 0.5898 0.01009 0.00457 -0.0779 0.5283 0.8224 1.500 0.6416 0.01017 0.00470 -0.0767 0.5152 0.8640 2.500 0.7470 0.01059 0.00508 -0.0746 0.4868 0.9453 3.000 0.8132 0.01099 0.00536 -0.0767 0.4729 0.9722 4.000 0.9799 0.01189 0.00602 -0.0890 0.4443 0.9946 4.500 1.0398 0.01238 0.00636 -0.0907 0.4335 1.0000 5.000 1.0682 0.01259 0.00660 -0.0858 0.4268 1.0000 5.500 1.0985 0.01296 0.00690 -0.0813 0.4185 1.0000 6.000 1.1349 0.01349 0.00734 -0.0781 0.4102 1.0000 6.500 1.1706 0.01386 0.00777 -0.0747 0.4040 1.0000 7.000 1.2075 0.01440 0.00829 -0.0718 0.3964 1.0000 7.500 1.2481 0.01513 0.00894 -0.0698 0.3875 1.0000 8.000 1.2859 0.01572 0.00964 -0.0675 0.3811 1.0000 8.500 1.3213 0.01652 0.01043 -0.0650 0.3719 1.0000 9.000 1.3569 0.01747 0.01139 -0.0628 0.3627 1.0000 9.500 1.3914 0.01844 0.01244 -0.0607 0.3537 1.0000 10.000 1.4204 0.01980 0.01377 -0.0582 0.3428 1.0000 10.500 1.4501 0.02124 0.01529 -0.0561 0.3313 1.0000 11.000 1.4740 0.02315 0.01723 -0.0538 0.3185 1.0000 11.500 1.4910 0.02569 0.01974 -0.0512 0.3036 1.0000 12.000 1.5052 0.02866 0.02273 -0.0489 0.2872 1.0000 12.500 1.5185 0.03192 0.02601 -0.0470 0.2723 1.0000 13.000 1.5300 0.03549 0.02962 -0.0452 0.2595 1.0000 13.500 1.5364 0.03960 0.03374 -0.0434 0.2480 1.0000 14.000 1.5442 0.04375 0.03794 -0.0420 0.2373 1.0000 14.500 1.5520 0.04798 0.04223 -0.0408 0.2280 1.0000 15.000 1.5553 0.05273 0.04701 -0.0396 0.2185 1.0000 15.500 1.5641 0.05707 0.05146 -0.0388 0.2104 1.0000 16.000 1.5637 0.06242 0.05685 -0.0381 0.2018 1.0000 16.500 1.5682 0.06746 0.06201 -0.0377 0.1936 1.0000 17.000 1.5623 0.07366 0.06826 -0.0374 0.1844 1.0000 17.500 1.5619 0.07950 0.07424 -0.0375 0.1744 1.0000 18.000 1.5494 0.08689 0.08170 -0.0379 0.1618 1.0000 18.500 1.5206 0.09646 0.09129 -0.0388 0.1425 1.0000 19.000 1.4588 0.11062 0.10532 -0.0409 0.1025 1.0000 19.500 1.3988 0.12512 0.11972 -0.0441 0.0796 1.0000 20.000 1.3651 0.13646 0.13112 -0.0475 0.0716 1.0000 20.500 1.3494 0.14541 0.14016 -0.0507 0.0656 1.0000 21.000 1.3419 0.15327 0.14811 -0.0541 0.0602 1.0000 21.500 1.3342 0.16125 0.15611 -0.0578 0.0558 1.0000 22.000 1.3358 0.16781 0.16275 -0.0612 0.0521 1.0000 22.500 1.3393 0.17394 0.16890 -0.0647 0.0492 1.0000 23.000 1.3464 0.17961 0.17465 -0.0681 0.0469 1.0000 23.500 1.3552 0.18484 0.17990 -0.0715 0.0449 1.0000 24.000 1.3684 0.18915 0.18423 -0.0746 0.0433 1.0000 24.500 1.3804 0.19379 0.18896 -0.0780 0.0419 1.0000 25.000 1.3936 0.19811 0.19333 -0.0813 0.0406 1.0000 25.500 1.4086 0.20193 0.19717 -0.0845 0.0395 1.0000 26.000 1.4313 0.20391 0.19909 -0.0867 0.0384 1.0000 26.500 1.4434 0.20827 0.20359 -0.0904 0.0377 1.0000 27.000 1.4558 0.21243 0.20787 -0.0942 0.0368 1.0000 27.500 1.4684 0.21642 0.21196 -0.0979 0.0361 1.0000 28.000 1.4818 0.22015 0.21576 -0.1017 0.0354 1.0000 28.500 1.4962 0.22358 0.21925 -0.1053 0.0348 1.0000 29.000 1.5122 0.22648 0.22219 -0.1088 0.0342 1.0000 29.500 1.5308 0.22841 0.22415 -0.1116 0.0335 1.0000 30.000 1.5342 0.23386 0.22980 -0.1169 0.0332 1.0000 30.500 1.5291 0.24119 0.23736 -0.1237 0.0328 1.0000 31.000 1.5138 0.25082 0.24730 -0.1322 0.0324 1.0000