XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 423 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.6185 0.01075 0.00525 -0.1035 0.5576 0.9450 1.500 0.7131 0.01115 0.00560 -0.1116 0.5551 0.9781 2.000 0.8132 0.01144 0.00585 -0.1213 0.5521 0.9934 2.500 0.8933 0.01162 0.00600 -0.1269 0.5485 1.0000 3.000 0.9391 0.01176 0.00611 -0.1253 0.5440 1.0000 3.500 0.9849 0.01193 0.00620 -0.1236 0.5379 1.0000 4.000 1.0279 0.01214 0.00641 -0.1213 0.5304 1.0000 4.500 1.0682 0.01210 0.00639 -0.1183 0.5228 1.0000 5.000 1.1098 0.01212 0.00634 -0.1156 0.5142 1.0000 5.500 1.1439 0.01210 0.00633 -0.1113 0.5016 1.0000 6.000 1.1717 0.01205 0.00621 -0.1056 0.4839 1.0000 6.500 1.2025 0.01218 0.00632 -0.1008 0.4693 1.0000 7.000 1.2304 0.01240 0.00658 -0.0955 0.4514 1.0000 7.500 1.2462 0.01302 0.00704 -0.0882 0.4075 1.0000 8.000 1.2162 0.01621 0.00950 -0.0750 0.2872 1.0000 8.500 1.1859 0.02068 0.01338 -0.0643 0.1832 1.0000 9.000 1.1401 0.02733 0.01947 -0.0547 0.0679 1.0000 9.500 1.1385 0.03174 0.02380 -0.0508 0.0424 1.0000 10.000 1.1534 0.03517 0.02728 -0.0487 0.0378 1.0000 10.500 1.1672 0.03890 0.03109 -0.0469 0.0350 1.0000 11.000 1.1829 0.04260 0.03487 -0.0455 0.0331 1.0000 11.500 1.1969 0.04652 0.03889 -0.0441 0.0316 1.0000 12.000 1.2072 0.05083 0.04326 -0.0428 0.0297 1.0000 12.500 1.2231 0.05464 0.04716 -0.0418 0.0274 1.0000 13.000 1.2340 0.05898 0.05156 -0.0408 0.0258 1.0000 13.500 1.2470 0.06319 0.05587 -0.0400 0.0247 1.0000 14.000 1.2608 0.06735 0.06012 -0.0393 0.0235 1.0000 14.500 1.2720 0.07187 0.06473 -0.0388 0.0223 1.0000 15.000 1.2816 0.07661 0.06955 -0.0383 0.0215 1.0000 15.500 1.2962 0.08083 0.07387 -0.0381 0.0195 1.0000 16.000 1.3066 0.08561 0.07873 -0.0380 0.0180 1.0000 16.500 1.3170 0.09038 0.08361 -0.0379 0.0165 1.0000 17.000 1.3249 0.09554 0.08887 -0.0381 0.0143 1.0000 18.000 1.3172 0.10900 0.10239 -0.0392 0.0025 1.0000 18.500 1.3186 0.11523 0.10876 -0.0401 0.0023 1.0000 19.000 1.3209 0.12140 0.11508 -0.0414 0.0022 1.0000 19.500 1.3239 0.12752 0.12134 -0.0429 0.0021 1.0000 20.000 1.3274 0.13356 0.12753 -0.0446 0.0020 1.0000 20.500 1.3305 0.13975 0.13388 -0.0467 0.0020 1.0000 21.000 1.3337 0.14599 0.14028 -0.0491 0.0019 1.0000 21.500 1.3372 0.15221 0.14665 -0.0517 0.0019 1.0000 22.000 1.3410 0.15842 0.15302 -0.0547 0.0019 1.0000 22.500 1.3432 0.16493 0.15971 -0.0580 0.0018 1.0000 23.000 1.3448 0.17163 0.16658 -0.0618 0.0018 1.0000 23.500 1.3459 0.17851 0.17365 -0.0659 0.0018 1.0000 24.000 1.3459 0.18570 0.18103 -0.0704 0.0018 1.0000 24.500 1.3434 0.19353 0.18906 -0.0757 0.0018 1.0000 25.000 1.3386 0.20200 0.19774 -0.0816 0.0018 1.0000 25.500 1.3310 0.21127 0.20723 -0.0883 0.0018 1.0000 26.000 1.3177 0.22213 0.21834 -0.0963 0.0018 1.0000 26.500 1.2972 0.23544 0.23193 -0.1061 0.0019 1.0000 27.000 1.2040 0.27579 0.27287 -0.1314 0.0022 1.0000 27.500 1.2055 0.28578 0.28291 -0.1389 0.0022 1.0000 28.000 1.2129 0.29322 0.29039 -0.1451 0.0022 1.0000 28.500 1.2224 0.29948 0.29668 -0.1508 0.0022 1.0000 29.000 1.2327 0.30521 0.30245 -0.1562 0.0022 1.0000 29.500 1.2435 0.31055 0.30782 -0.1616 0.0022 1.0000 30.000 1.2543 0.31567 0.31298 -0.1670 0.0023 1.0000 30.500 1.2648 0.32078 0.31814 -0.1724 0.0023 1.0000 31.000 1.2747 0.32603 0.32344 -0.1779 0.0023 1.0000 31.500 1.2836 0.33178 0.32925 -0.1838 0.0023 1.0000