XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 438 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 0.4077 0.01005 0.00265 -0.0768 0.6353 0.0778 0.500 0.4583 0.00992 0.00243 -0.0755 0.6096 0.0821 1.000 0.5094 0.00990 0.00233 -0.0742 0.5845 0.0896 1.500 0.5460 0.00830 0.00240 -0.0709 0.5597 0.6559 2.000 0.6680 0.00797 0.00264 -0.0846 0.5190 1.0000 2.500 0.7124 0.00828 0.00275 -0.0821 0.4831 1.0000 3.000 0.7562 0.00869 0.00295 -0.0795 0.4483 1.0000 3.500 0.7999 0.00914 0.00320 -0.0770 0.4157 1.0000 4.000 0.8437 0.00961 0.00350 -0.0745 0.3831 1.0000 4.500 0.8812 0.01042 0.00380 -0.0711 0.3059 1.0000 5.000 0.9249 0.01097 0.00415 -0.0688 0.2694 1.0000 5.500 0.9533 0.01262 0.00497 -0.0643 0.1406 1.0000 6.000 0.9790 0.01456 0.00633 -0.0593 0.0381 1.0000 6.500 1.0158 0.01565 0.00726 -0.0560 0.0040 1.0000 7.000 1.0575 0.01632 0.00797 -0.0535 0.0034 1.0000 7.500 1.0980 0.01702 0.00873 -0.0509 0.0032 1.0000 8.000 1.1351 0.01778 0.00957 -0.0477 0.0032 1.0000 8.500 1.1678 0.01865 0.01057 -0.0438 0.0032 1.0000 9.000 1.1974 0.01973 0.01176 -0.0396 0.0033 1.0000 9.500 1.2250 0.02096 0.01313 -0.0355 0.0033 1.0000 10.000 1.2498 0.02243 0.01476 -0.0314 0.0034 1.0000 10.500 1.2712 0.02422 0.01675 -0.0273 0.0035 1.0000 11.000 1.2893 0.02636 0.01909 -0.0235 0.0036 1.0000 11.500 1.3019 0.02915 0.02215 -0.0199 0.0038 1.0000 12.000 1.3050 0.03306 0.02632 -0.0166 0.0039 1.0000 12.500 1.2985 0.03839 0.03193 -0.0143 0.0041 1.0000 13.000 1.2994 0.04359 0.03734 -0.0135 0.0040 1.0000 13.500 1.2792 0.05185 0.04589 -0.0139 0.0041 1.0000 14.000 1.2627 0.06024 0.05455 -0.0152 0.0042 1.0000 14.500 1.2587 0.06753 0.06202 -0.0168 0.0045 1.0000 15.000 1.2480 0.07603 0.07073 -0.0191 0.0045 1.0000 15.500 1.2402 0.08444 0.07934 -0.0216 0.0049 1.0000 16.000 1.2304 0.09338 0.08848 -0.0246 0.0050 1.0000 16.500 1.2238 0.10199 0.09733 -0.0274 0.0054 1.0000 17.000 1.2184 0.11050 0.10607 -0.0304 0.0057 1.0000 17.500 1.2145 0.11861 0.11448 -0.0327 0.0067 1.0000 18.000 1.2049 0.12837 0.12450 -0.0372 0.0068 1.0000 18.500 1.1912 0.13921 0.13563 -0.0424 0.0072 1.0000 19.000 1.1725 0.15164 0.14836 -0.0493 0.0076 1.0000 19.500 1.1556 0.16445 0.16141 -0.0572 0.0075 1.0000 20.000 1.1271 0.18089 0.17814 -0.0675 0.0078 1.0000 20.500 1.0976 0.19942 0.19691 -0.0793 0.0077 1.0000 21.000 1.0396 0.23292 0.23048 -0.0970 0.0079 1.0000