XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 395 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 0.5858 0.01106 0.00428 -0.1302 0.7285 0.0907 0.500 0.6429 0.01093 0.00420 -0.1300 0.7220 0.0999 1.000 0.6998 0.01074 0.00401 -0.1296 0.7149 0.1082 1.500 0.7567 0.01049 0.00385 -0.1294 0.7063 0.1151 2.000 0.8131 0.01028 0.00371 -0.1289 0.6957 0.1244 2.500 0.8693 0.01001 0.00351 -0.1284 0.6816 0.1329 3.000 0.9256 0.00975 0.00342 -0.1279 0.6667 0.1453 3.500 0.9816 0.00944 0.00327 -0.1274 0.6432 0.1676 4.000 1.0369 0.00875 0.00346 -0.1271 0.6020 0.5558 5.000 1.1309 0.00954 0.00410 -0.1232 0.4509 1.0000 5.500 1.1807 0.01035 0.00467 -0.1220 0.3990 1.0000 6.000 1.2310 0.01106 0.00524 -0.1209 0.3603 1.0000 6.500 1.2795 0.01192 0.00589 -0.1196 0.3140 1.0000 7.000 1.3254 0.01297 0.00670 -0.1181 0.2573 1.0000 8.000 1.3998 0.01660 0.00944 -0.1129 0.1133 1.0000 8.500 1.4386 0.01804 0.01074 -0.1104 0.0854 1.0000 9.000 1.4743 0.01957 0.01215 -0.1074 0.0624 1.0000 9.500 1.5041 0.02131 0.01386 -0.1037 0.0517 1.0000 10.000 1.5254 0.02332 0.01590 -0.0990 0.0461 1.0000 10.500 1.5461 0.02553 0.01822 -0.0949 0.0420 1.0000 11.000 1.5633 0.02824 0.02104 -0.0910 0.0391 1.0000 11.500 1.5774 0.03143 0.02431 -0.0876 0.0367 1.0000 12.000 1.5929 0.03467 0.02773 -0.0845 0.0347 1.0000 12.500 1.6042 0.03837 0.03152 -0.0816 0.0328 1.0000 13.000 1.6185 0.04191 0.03525 -0.0792 0.0303 1.0000 13.500 1.6254 0.04620 0.03967 -0.0766 0.0292 1.0000 14.000 1.6318 0.05066 0.04433 -0.0744 0.0274 1.0000 14.500 1.6375 0.05536 0.04921 -0.0727 0.0261 1.0000 15.000 1.6350 0.06113 0.05508 -0.0710 0.0247 1.0000 15.500 1.6368 0.06698 0.06122 -0.0703 0.0235 1.0000 16.000 1.6332 0.07338 0.06785 -0.0692 0.0235 1.0000 16.500 1.6307 0.08038 0.07499 -0.0700 0.0221 1.0000 17.000 1.6214 0.08899 0.08388 -0.0720 0.0205 1.0000 17.500 1.6136 0.09687 0.09203 -0.0728 0.0205 1.0000 18.000 1.6003 0.10606 0.10147 -0.0749 0.0197 1.0000 18.500 1.5929 0.11491 0.11038 -0.0786 0.0185 1.0000 19.000 1.5794 0.12479 0.12054 -0.0825 0.0182 1.0000 19.500 1.5594 0.13639 0.13247 -0.0878 0.0176 1.0000 20.000 1.5375 0.14901 0.14543 -0.0947 0.0168 1.0000