XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 384 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 0.6958 0.01277 0.00501 -0.1226 0.5502 0.1209 2.000 0.9268 0.01112 0.00541 -0.1257 0.4808 1.0000 3.000 0.9968 0.01200 0.00595 -0.1185 0.4497 1.0000 3.500 1.0326 0.01258 0.00636 -0.1153 0.4382 1.0000 4.000 1.0716 0.01310 0.00682 -0.1127 0.4291 1.0000 4.500 1.1105 0.01383 0.00740 -0.1104 0.4201 1.0000 5.000 1.1543 0.01442 0.00798 -0.1090 0.4140 1.0000 5.500 1.1971 0.01506 0.00861 -0.1076 0.4077 1.0000 6.000 1.2367 0.01592 0.00936 -0.1059 0.3996 1.0000 6.500 1.2690 0.01685 0.01030 -0.1032 0.3858 1.0000 7.000 1.3043 0.01791 0.01128 -0.1012 0.3768 1.0000 7.500 1.3370 0.01906 0.01244 -0.0990 0.3637 1.0000 8.000 1.3672 0.02049 0.01380 -0.0968 0.3539 1.0000 8.500 1.4032 0.02170 0.01507 -0.0954 0.3471 1.0000 9.000 1.4295 0.02351 0.01684 -0.0932 0.3340 1.0000 9.500 1.4578 0.02533 0.01869 -0.0913 0.3232 1.0000 10.000 1.4802 0.02761 0.02096 -0.0892 0.3128 1.0000 10.500 1.5034 0.03002 0.02341 -0.0874 0.2999 1.0000 11.000 1.5121 0.03375 0.02708 -0.0848 0.2792 1.0000 11.500 1.5107 0.03863 0.03187 -0.0821 0.2551 1.0000 12.000 1.5009 0.04453 0.03768 -0.0794 0.2253 1.0000 12.500 1.4746 0.05226 0.04527 -0.0763 0.1888 1.0000 13.000 1.4325 0.06186 0.05472 -0.0731 0.1489 1.0000 13.500 1.3995 0.07115 0.06396 -0.0711 0.1203 1.0000 14.500 1.3131 0.09383 0.08655 -0.0691 0.0497 1.0000 15.000 1.2693 0.10621 0.09891 -0.0694 0.0125 1.0000 15.500 1.2608 0.11402 0.10683 -0.0702 0.0037 1.0000 16.000 1.2627 0.12047 0.11340 -0.0712 0.0032 1.0000 16.500 1.2672 0.12657 0.11962 -0.0723 0.0031 1.0000 17.000 1.2701 0.13294 0.12612 -0.0737 0.0030 1.0000 17.500 1.2758 0.13886 0.13215 -0.0753 0.0030 1.0000 18.000 1.2796 0.14517 0.13859 -0.0772 0.0029 1.0000 18.500 1.2855 0.15114 0.14468 -0.0792 0.0029 1.0000 19.000 1.2902 0.15737 0.15103 -0.0815 0.0028 1.0000 19.500 1.2961 0.16338 0.15717 -0.0840 0.0028 1.0000 20.000 1.3017 0.16943 0.16334 -0.0867 0.0028 1.0000 20.500 1.3072 0.17554 0.16957 -0.0897 0.0028 1.0000 21.000 1.3133 0.18156 0.17572 -0.0928 0.0028 1.0000 21.500 1.3184 0.18780 0.18208 -0.0962 0.0028 1.0000 22.000 1.3245 0.19384 0.18824 -0.0997 0.0028 1.0000 22.500 1.3286 0.20029 0.19482 -0.1036 0.0028 1.0000 23.000 1.3342 0.20644 0.20108 -0.1075 0.0028 1.0000 23.500 1.3379 0.21300 0.20776 -0.1119 0.0028 1.0000 24.000 1.3420 0.21943 0.21430 -0.1164 0.0028 1.0000 24.500 1.3473 0.22558 0.22054 -0.1208 0.0029 1.0000 25.000 1.3526 0.23174 0.22679 -0.1255 0.0029 1.0000 25.500 1.3601 0.23733 0.23246 -0.1300 0.0029 1.0000 26.000 1.3682 0.24277 0.23797 -0.1345 0.0029 1.0000 26.500 1.3780 0.24772 0.24298 -0.1389 0.0029 1.0000 27.000 1.3895 0.25215 0.24745 -0.1430 0.0030 1.0000 27.500 1.4021 0.25620 0.25154 -0.1471 0.0030 1.0000 28.000 1.4157 0.25989 0.25527 -0.1511 0.0030 1.0000 28.500 1.4300 0.26323 0.25865 -0.1549 0.0031 1.0000 29.000 1.4447 0.26632 0.26178 -0.1587 0.0031 1.0000 29.500 1.4601 0.26905 0.26455 -0.1623 0.0031 1.0000 30.000 1.4760 0.27147 0.26701 -0.1659 0.0031 1.0000 30.500 1.4942 0.27299 0.26856 -0.1690 0.0032 1.0000 31.000 1.5100 0.27509 0.27073 -0.1725 0.0032 1.0000 31.500 1.5179 0.27958 0.27533 -0.1777 0.0033 1.0000 32.000 1.5240 0.28455 0.28043 -0.1833 0.0033 1.0000 32.500 1.5292 0.28961 0.28564 -0.1890 0.0034 1.0000 33.000 1.5315 0.29544 0.29167 -0.1954 0.0034 1.0000 33.500 1.5329 0.30143 0.29788 -0.2020 0.0035 1.0000 34.000 1.5298 0.30864 0.30537 -0.2094 0.0037 1.0000 34.500 1.5226 0.31714 0.31416 -0.2179 0.0039 1.0000 35.000 1.5108 0.32725 0.32456 -0.2274 0.0041 1.0000 35.500 1.4929 0.34016 0.33776 -0.2388 0.0043 1.0000