XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 434 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 0.6692 0.01304 0.00619 -0.1446 0.5665 0.3571 0.500 0.7273 0.01297 0.00624 -0.1447 0.5599 0.3697 1.000 0.7855 0.01292 0.00623 -0.1447 0.5523 0.3778 1.500 0.8439 0.01291 0.00614 -0.1446 0.5440 0.3837 2.000 0.9016 0.01292 0.00617 -0.1447 0.5354 0.3939 2.500 0.9578 0.01285 0.00620 -0.1443 0.5259 0.4039 3.000 1.0135 0.01297 0.00619 -0.1439 0.5144 0.4135 3.500 1.0683 0.01292 0.00632 -0.1434 0.5038 0.4276 4.000 1.1210 0.01307 0.00642 -0.1426 0.4911 0.4406 4.500 1.1726 0.01320 0.00662 -0.1416 0.4761 0.4568 5.000 1.2213 0.01349 0.00693 -0.1401 0.4595 0.4753 5.500 1.2659 0.01387 0.00736 -0.1381 0.4406 0.5000 6.000 1.3027 0.01441 0.00791 -0.1347 0.4206 0.5258 6.500 1.3376 0.01523 0.00872 -0.1314 0.3969 0.5535 7.000 1.3655 0.01643 0.00988 -0.1273 0.3678 0.5814 7.500 1.3835 0.01822 0.01159 -0.1224 0.3291 0.6087 8.000 1.3827 0.02137 0.01455 -0.1163 0.2819 0.6354 8.500 1.3865 0.02483 0.01797 -0.1118 0.2529 0.6658 9.000 1.3974 0.02816 0.02136 -0.1085 0.2375 0.7020 9.500 1.4052 0.03191 0.02519 -0.1054 0.2264 0.7443 10.000 1.4256 0.03471 0.02820 -0.1033 0.2201 0.8017 10.500 1.4350 0.03783 0.03161 -0.1001 0.2141 1.0000 11.000 1.4450 0.04184 0.03555 -0.0979 0.2072 1.0000 11.500 1.4700 0.04469 0.03849 -0.0968 0.2038 1.0000 12.000 1.4896 0.04805 0.04190 -0.0954 0.1997 1.0000 12.500 1.5070 0.05156 0.04540 -0.0940 0.1951 1.0000 13.000 1.5221 0.05517 0.04898 -0.0924 0.1900 1.0000 13.500 1.5448 0.05831 0.05221 -0.0914 0.1872 1.0000 14.000 1.5641 0.06188 0.05588 -0.0906 0.1835 1.0000 14.500 1.5816 0.06560 0.05964 -0.0897 0.1795 1.0000 15.000 1.5977 0.06934 0.06337 -0.0887 0.1753 1.0000 15.500 1.6143 0.07308 0.06718 -0.0879 0.1716 1.0000 16.000 1.6309 0.07710 0.07133 -0.0875 0.1679 1.0000 16.500 1.6421 0.08174 0.07605 -0.0872 0.1635 1.0000 17.000 1.6525 0.08619 0.08046 -0.0867 0.1580 1.0000 17.500 1.6614 0.09132 0.08577 -0.0868 0.1537 1.0000 18.000 1.6662 0.09685 0.09137 -0.0871 0.1478 1.0000 18.500 1.6706 0.10243 0.09703 -0.0875 0.1414 1.0000 19.000 1.6669 0.10910 0.10374 -0.0883 0.1335 1.0000 19.500 1.6635 0.11582 0.11056 -0.0895 0.1247 1.0000 20.000 1.6564 0.12303 0.11781 -0.0910 0.1164 1.0000 20.500 1.6489 0.13029 0.12508 -0.0929 0.1098 1.0000 21.000 1.6487 0.13653 0.13138 -0.0947 0.1048 1.0000 21.500 1.6458 0.14319 0.13805 -0.0970 0.1011 1.0000 22.000 1.6514 0.14865 0.14362 -0.0991 0.0982 1.0000 22.500 1.6542 0.15451 0.14954 -0.1017 0.0958 1.0000 23.000 1.6627 0.15931 0.15433 -0.1039 0.0937 1.0000 23.500 1.6721 0.16399 0.15908 -0.1062 0.0921 1.0000 24.000 1.6795 0.16907 0.16429 -0.1090 0.0907 1.0000 24.500 1.6832 0.17478 0.17011 -0.1124 0.0888 1.0000 25.000 1.6913 0.17964 0.17502 -0.1155 0.0870 1.0000 25.500 1.7108 0.18229 0.17760 -0.1173 0.0851 1.0000 26.000 1.7129 0.18812 0.18360 -0.1214 0.0837 1.0000 26.500 1.7090 0.19509 0.19075 -0.1264 0.0822 1.0000 27.000 1.7090 0.20131 0.19711 -0.1312 0.0807 1.0000 27.500 1.7169 0.20595 0.20180 -0.1351 0.0791 1.0000 28.000 1.7356 0.20832 0.20415 -0.1375 0.0777 1.0000 28.500 1.7298 0.21519 0.21120 -0.1433 0.0762 1.0000