XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 388 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 0.5917 0.01018 0.00302 -0.1173 0.6647 0.0437 0.500 0.6480 0.00981 0.00262 -0.1172 0.6441 0.0538 1.000 0.7039 0.00925 0.00238 -0.1172 0.6185 0.1860 1.500 0.7529 0.00760 0.00252 -0.1159 0.5907 1.0000 2.000 0.8069 0.00792 0.00259 -0.1155 0.5627 1.0000 2.500 0.8606 0.00830 0.00276 -0.1150 0.5376 1.0000 3.000 0.9140 0.00871 0.00301 -0.1146 0.5128 1.0000 3.500 0.9670 0.00913 0.00330 -0.1141 0.4873 1.0000 4.000 1.0163 0.00972 0.00358 -0.1130 0.4227 1.0000 4.500 1.0646 0.01048 0.00401 -0.1119 0.3706 1.0000 5.000 1.1097 0.01150 0.00466 -0.1104 0.3176 1.0000 5.500 1.1591 0.01214 0.00516 -0.1095 0.2938 1.0000 6.000 1.2024 0.01325 0.00581 -0.1078 0.2144 1.0000 6.500 1.2170 0.01680 0.00821 -0.1022 0.0312 1.0000 7.000 1.2603 0.01769 0.00913 -0.1004 0.0221 1.0000 7.500 1.2977 0.01892 0.01029 -0.0978 0.0049 1.0000 8.000 1.3359 0.01982 0.01125 -0.0952 0.0036 1.0000 8.500 1.3700 0.02091 0.01243 -0.0921 0.0035 1.0000 9.000 1.4010 0.02226 0.01389 -0.0889 0.0034 1.0000 9.500 1.4288 0.02390 0.01572 -0.0856 0.0034 1.0000 10.000 1.4533 0.02589 0.01787 -0.0823 0.0034 1.0000 10.500 1.4747 0.02826 0.02043 -0.0792 0.0034 1.0000 11.000 1.4926 0.03109 0.02348 -0.0763 0.0035 1.0000 11.500 1.5055 0.03458 0.02721 -0.0735 0.0035 1.0000 12.000 1.5130 0.03886 0.03174 -0.0712 0.0036 1.0000 12.500 1.5136 0.04409 0.03728 -0.0691 0.0036 1.0000 13.000 1.5070 0.05038 0.04384 -0.0675 0.0037 1.0000 13.500 1.4953 0.05776 0.05150 -0.0667 0.0037 1.0000 14.000 1.4785 0.06643 0.06045 -0.0669 0.0038 1.0000 14.500 1.4591 0.07593 0.07023 -0.0679 0.0038 1.0000 15.000 1.4412 0.08554 0.08010 -0.0693 0.0038 1.0000 15.500 1.4285 0.09459 0.08937 -0.0709 0.0039 1.0000 16.000 1.4176 0.10354 0.09853 -0.0729 0.0040 1.0000 16.500 1.4088 0.11233 0.10751 -0.0752 0.0041 1.0000 17.000 1.4021 0.12088 0.11627 -0.0777 0.0042 1.0000 17.500 1.3972 0.12931 0.12489 -0.0806 0.0043 1.0000 18.000 1.3933 0.13765 0.13347 -0.0839 0.0044 1.0000 18.500 1.3896 0.14614 0.14218 -0.0877 0.0046 1.0000 19.000 1.3854 0.15494 0.15123 -0.0920 0.0047 1.0000 19.500 1.3784 0.16456 0.16113 -0.0972 0.0050 1.0000 20.000 1.3667 0.17570 0.17260 -0.1039 0.0052 1.0000 20.500 1.3503 0.18878 0.18601 -0.1126 0.0055 1.0000 21.000 1.3281 0.20464 0.20219 -0.1238 0.0057 1.0000 21.500 1.3025 0.22362 0.22145 -0.1374 0.0057 1.0000 22.500 0.8583 0.24746 0.24558 -0.1066 0.0064 1.0000