XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: GOE 448 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   1.2291   0.01395   0.00668  -0.2358  0.6223  0.0949
   1.500   1.2795   0.01376   0.00651  -0.2352  0.6152  0.0964
   2.000   1.3311   0.01366   0.00636  -0.2349  0.6078  0.0973
   2.500   1.3828   0.01375   0.00641  -0.2347  0.6001  0.0992
   3.000   1.4292   0.01381   0.00654  -0.2334  0.5923  0.1003
   3.500   1.4778   0.01391   0.00666  -0.2326  0.5836  0.1025
   4.000   1.4867   0.01422   0.00691  -0.2236  0.5516  0.1051
   4.500   1.4990   0.01534   0.00782  -0.2162  0.5122  0.1079
   5.000   1.5242   0.01648   0.00890  -0.2117  0.4840  0.1128
   5.500   1.5144   0.01952   0.01156  -0.2021  0.4171  0.1191
   6.000   1.5127   0.02279   0.01468  -0.1948  0.3676  0.1774
   6.500   1.4968   0.02745   0.01911  -0.1865  0.3062  0.2569
   8.500   1.4128   0.05235   0.04375  -0.1595  0.0044  1.0000
   9.000   1.4324   0.05573   0.04718  -0.1573  0.0043  1.0000
   9.500   1.4490   0.05949   0.05105  -0.1551  0.0044  1.0000
  10.000   1.4638   0.06351   0.05519  -0.1529  0.0046  1.0000
  10.500   1.4782   0.06764   0.05943  -0.1508  0.0049  1.0000
  11.000   1.4896   0.07216   0.06409  -0.1487  0.0053  1.0000
  11.500   1.4982   0.07707   0.06916  -0.1466  0.0057  1.0000
  12.000   1.5032   0.08250   0.07477  -0.1445  0.0062  1.0000
  12.500   1.5117   0.08758   0.07999  -0.1428  0.0069  1.0000
  13.000   1.5105   0.09392   0.08653  -0.1409  0.0076  1.0000
  13.500   1.5155   0.09957   0.09234  -0.1395  0.0085  1.0000
  14.000   1.5099   0.10672   0.09968  -0.1382  0.0095  1.0000
  14.500   1.5121   0.11290   0.10604  -0.1373  0.0107  1.0000
  15.000   1.4982   0.12149   0.11482  -0.1367  0.0118  1.0000