XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 389 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.3585 0.00830 0.00241 -0.0670 0.5691 0.5708 1.000 0.3998 0.00779 0.00258 -0.0632 0.5150 0.8468 1.500 0.4913 0.00816 0.00281 -0.0698 0.4743 0.9966 2.000 0.5490 0.00849 0.00292 -0.0700 0.4509 1.0000 2.500 0.5987 0.00881 0.00308 -0.0684 0.4318 1.0000 3.000 0.6489 0.00913 0.00326 -0.0669 0.4158 1.0000 3.500 0.7003 0.00944 0.00347 -0.0656 0.4036 1.0000 4.000 0.7518 0.00979 0.00372 -0.0644 0.3900 1.0000 4.500 0.8042 0.01010 0.00400 -0.0634 0.3774 1.0000 5.000 0.8569 0.01041 0.00428 -0.0624 0.3645 1.0000 5.500 0.9094 0.01073 0.00457 -0.0615 0.3502 1.0000 6.000 0.9618 0.01107 0.00490 -0.0605 0.3363 1.0000 6.500 1.0139 0.01140 0.00521 -0.0596 0.3175 1.0000 7.000 1.0653 0.01182 0.00562 -0.0585 0.3025 1.0000 7.500 1.1163 0.01225 0.00603 -0.0574 0.2809 1.0000 8.000 1.1652 0.01283 0.00654 -0.0561 0.2517 1.0000 8.500 1.2107 0.01368 0.00723 -0.0543 0.2096 1.0000 9.000 1.2483 0.01517 0.00836 -0.0516 0.1480 1.0000 9.500 1.2845 0.01666 0.00966 -0.0487 0.1184 1.0000 10.000 1.3209 0.01799 0.01095 -0.0458 0.1038 1.0000 10.500 1.3552 0.01927 0.01226 -0.0426 0.0922 1.0000 11.000 1.3842 0.02062 0.01361 -0.0387 0.0771 1.0000 11.500 1.4128 0.02207 0.01506 -0.0351 0.0619 1.0000 12.000 1.4330 0.02413 0.01711 -0.0311 0.0550 1.0000 12.500 1.4482 0.02675 0.01982 -0.0275 0.0504 1.0000 13.000 1.4582 0.03010 0.02330 -0.0245 0.0466 1.0000 13.500 1.4629 0.03435 0.02768 -0.0223 0.0442 1.0000 14.000 1.4663 0.03922 0.03273 -0.0212 0.0420 1.0000 14.500 1.4560 0.04583 0.03946 -0.0207 0.0406 1.0000 15.000 1.4549 0.05181 0.04566 -0.0207 0.0390 1.0000 15.500 1.4482 0.05875 0.05278 -0.0215 0.0376 1.0000 16.000 1.4347 0.06662 0.06073 -0.0226 0.0363 1.0000 16.500 1.4310 0.07392 0.06828 -0.0243 0.0348 1.0000 17.000 1.4250 0.08156 0.07607 -0.0263 0.0333 1.0000 17.500 1.4178 0.08895 0.08352 -0.0278 0.0319 1.0000 18.000 1.4095 0.09749 0.09234 -0.0309 0.0304 1.0000 18.500 1.4048 0.10512 0.10010 -0.0332 0.0294 1.0000 19.000 1.3989 0.11285 0.10790 -0.0359 0.0279 1.0000 19.500 1.3920 0.12119 0.11648 -0.0391 0.0271 1.0000 20.000 1.3845 0.12988 0.12536 -0.0431 0.0258 1.0000 20.500 1.3822 0.13751 0.13304 -0.0466 0.0248 1.0000 21.000 1.3776 0.14553 0.14124 -0.0504 0.0241 1.0000 21.500 1.3642 0.15603 0.15200 -0.0565 0.0229 1.0000 22.000 1.3595 0.16475 0.16086 -0.0616 0.0220 1.0000 22.500 1.3619 0.17167 0.16780 -0.0657 0.0211 1.0000 23.000 1.3431 0.18404 0.18047 -0.0739 0.0204 1.0000 23.500 1.3256 0.19658 0.19328 -0.0826 0.0198 1.0000 24.000 1.3227 0.20586 0.20261 -0.0893 0.0183 1.0000 24.500 1.2260 0.24424 0.24164 -0.1159 0.0176 1.0000