XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 394 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 0.4476 0.01077 0.00384 -0.0929 0.7109 0.1027 0.500 0.5040 0.01066 0.00368 -0.0924 0.6990 0.1100 1.000 0.5604 0.01045 0.00352 -0.0920 0.6859 0.1188 1.500 0.6167 0.01024 0.00337 -0.0915 0.6684 0.1269 2.000 0.6727 0.00981 0.00305 -0.0911 0.6467 0.1332 2.500 0.7285 0.00951 0.00275 -0.0905 0.6041 0.1369 3.000 0.7811 0.00969 0.00261 -0.0895 0.5207 0.1410 3.500 0.8340 0.01014 0.00285 -0.0887 0.4736 0.1466 4.000 0.8880 0.01044 0.00313 -0.0882 0.4436 0.1536 4.500 0.9421 0.01073 0.00345 -0.0876 0.4187 0.1683 5.000 0.9957 0.00968 0.00396 -0.0873 0.3948 1.0000 5.500 1.0490 0.01013 0.00432 -0.0867 0.3665 1.0000 6.000 1.1018 0.01063 0.00472 -0.0859 0.3360 1.0000 6.500 1.1532 0.01126 0.00521 -0.0850 0.2931 1.0000 7.000 1.2014 0.01229 0.00592 -0.0839 0.2246 1.0000 7.500 1.2426 0.01418 0.00722 -0.0821 0.1297 1.0000 8.000 1.2871 0.01552 0.00841 -0.0805 0.1016 1.0000 8.500 1.3316 0.01675 0.00955 -0.0789 0.0757 1.0000 9.000 1.3719 0.01833 0.01096 -0.0768 0.0489 1.0000 9.500 1.4099 0.01998 0.01261 -0.0743 0.0405 1.0000 10.000 1.4445 0.02171 0.01441 -0.0715 0.0363 1.0000 10.500 1.4728 0.02370 0.01650 -0.0680 0.0335 1.0000 11.000 1.4878 0.02615 0.01903 -0.0632 0.0316 1.0000 11.500 1.5029 0.02891 0.02199 -0.0593 0.0299 1.0000 12.000 1.5169 0.03209 0.02528 -0.0563 0.0283 1.0000 12.500 1.5245 0.03616 0.02950 -0.0536 0.0271 1.0000 13.000 1.5362 0.04007 0.03363 -0.0515 0.0259 1.0000 13.500 1.5443 0.04443 0.03812 -0.0496 0.0249 1.0000 14.000 1.5475 0.04931 0.04310 -0.0473 0.0238 1.0000 14.500 1.5501 0.05457 0.04867 -0.0465 0.0227 1.0000 15.000 1.5504 0.06022 0.05451 -0.0460 0.0216 1.0000 15.500 1.5487 0.06607 0.06044 -0.0450 0.0206 1.0000 16.000 1.5403 0.07379 0.06852 -0.0464 0.0199 1.0000 16.500 1.5309 0.08217 0.07720 -0.0488 0.0191 1.0000 17.000 1.5217 0.09072 0.08595 -0.0513 0.0183 1.0000 17.500 1.5161 0.09851 0.09385 -0.0532 0.0178 1.0000 18.000 1.4957 0.10939 0.10506 -0.0575 0.0173 1.0000 18.500 1.4702 0.12259 0.11864 -0.0647 0.0166 1.0000 19.000 1.4455 0.13541 0.13177 -0.0712 0.0162 1.0000