XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 385 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 0.2740 0.01076 0.00298 -0.0471 0.6120 0.0607 0.500 0.3305 0.01046 0.00264 -0.0470 0.5951 0.0642 1.000 0.3873 0.01032 0.00251 -0.0471 0.5787 0.0683 1.500 0.4441 0.01009 0.00235 -0.0470 0.5605 0.0949 2.000 0.5129 0.00775 0.00247 -0.0498 0.5393 1.0000 2.500 0.5662 0.00788 0.00250 -0.0491 0.5183 1.0000 3.000 0.6197 0.00807 0.00257 -0.0484 0.4894 1.0000 3.500 0.6728 0.00839 0.00266 -0.0478 0.4458 1.0000 4.000 0.7256 0.00884 0.00292 -0.0472 0.4024 1.0000 4.500 0.7780 0.00937 0.00325 -0.0467 0.3635 1.0000 5.000 0.8309 0.00989 0.00366 -0.0462 0.3375 1.0000 5.500 0.8831 0.01047 0.00407 -0.0457 0.3054 1.0000 6.000 0.9361 0.01098 0.00456 -0.0453 0.2918 1.0000 6.500 0.9892 0.01146 0.00503 -0.0448 0.2768 1.0000 7.000 1.0414 0.01199 0.00554 -0.0443 0.2614 1.0000 7.500 1.0936 0.01251 0.00610 -0.0438 0.2431 1.0000 8.000 1.1446 0.01310 0.00669 -0.0432 0.2223 1.0000 8.500 1.1946 0.01374 0.00733 -0.0425 0.1952 1.0000 9.000 1.2401 0.01482 0.00821 -0.0413 0.1446 1.0000 9.500 1.2761 0.01673 0.00981 -0.0389 0.0965 1.0000 10.000 1.3096 0.01871 0.01154 -0.0361 0.0542 1.0000 10.500 1.3407 0.02058 0.01343 -0.0332 0.0458 1.0000 11.000 1.3618 0.02274 0.01570 -0.0288 0.0419 1.0000 11.500 1.3743 0.02516 0.01823 -0.0238 0.0379 1.0000 12.000 1.3880 0.02789 0.02118 -0.0202 0.0363 1.0000 12.500 1.3995 0.03130 0.02471 -0.0180 0.0330 1.0000 13.000 1.4095 0.03535 0.02894 -0.0167 0.0303 1.0000 13.500 1.4143 0.04028 0.03407 -0.0163 0.0288 1.0000 14.000 1.4179 0.04582 0.03979 -0.0166 0.0267 1.0000 14.500 1.4158 0.05217 0.04632 -0.0174 0.0255 1.0000 15.000 1.4092 0.05920 0.05360 -0.0185 0.0242 1.0000 15.500 1.4053 0.06633 0.06088 -0.0204 0.0227 1.0000 16.000 1.3922 0.07470 0.06946 -0.0223 0.0220 1.0000 16.500 1.3825 0.08333 0.07833 -0.0252 0.0206 1.0000 17.000 1.3714 0.09236 0.08752 -0.0284 0.0197 1.0000 17.500 1.3574 0.10190 0.09726 -0.0318 0.0187 1.0000 18.000 1.3446 0.11167 0.10726 -0.0358 0.0176 1.0000 18.500 1.3320 0.12147 0.11719 -0.0401 0.0166 1.0000 19.000 1.3173 0.13185 0.12779 -0.0448 0.0155 1.0000 19.500 1.3072 0.14152 0.13765 -0.0494 0.0148 1.0000 20.000 1.2976 0.15137 0.14761 -0.0547 0.0139 1.0000 20.500 1.2876 0.16129 0.15769 -0.0601 0.0132 1.0000 21.000 1.2715 0.17361 0.17027 -0.0675 0.0121 1.0000 21.500 1.2660 0.18357 0.18031 -0.0739 0.0113 1.0000