XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 400 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3172 0.01214 0.00429 -0.0604 0.6438 0.1091 0.500 0.3727 0.01202 0.00409 -0.0598 0.6239 0.1263 1.000 0.4282 0.01183 0.00386 -0.0592 0.6033 0.1396 1.500 0.4835 0.01165 0.00375 -0.0587 0.5832 0.1526 2.000 0.5388 0.01151 0.00362 -0.0580 0.5624 0.1632 2.500 0.5940 0.01139 0.00351 -0.0574 0.5396 0.1690 3.000 0.6487 0.01128 0.00343 -0.0566 0.5112 0.1759 3.500 0.7036 0.01128 0.00348 -0.0559 0.4856 0.1852 4.000 0.7583 0.01136 0.00363 -0.0553 0.4594 0.2045 4.500 0.8144 0.01001 0.00387 -0.0551 0.4314 1.0000 5.000 0.8681 0.01043 0.00414 -0.0543 0.4031 1.0000 5.500 0.9214 0.01088 0.00451 -0.0535 0.3721 1.0000 6.000 0.9743 0.01140 0.00497 -0.0526 0.3405 1.0000 6.500 1.0261 0.01203 0.00548 -0.0517 0.2994 1.0000 7.000 1.0767 0.01282 0.00613 -0.0508 0.2513 1.0000 7.500 1.1244 0.01403 0.00704 -0.0497 0.1839 1.0000 8.000 1.1688 0.01571 0.00838 -0.0484 0.1219 1.0000 8.500 1.2132 0.01727 0.00980 -0.0470 0.0948 1.0000 9.000 1.2546 0.01907 0.01155 -0.0453 0.0760 1.0000 9.500 1.2924 0.02115 0.01364 -0.0432 0.0585 1.0000 10.000 1.3307 0.02294 0.01548 -0.0412 0.0485 1.0000 10.500 1.3655 0.02486 0.01748 -0.0388 0.0431 1.0000 11.000 1.3934 0.02718 0.01992 -0.0360 0.0393 1.0000 11.500 1.4105 0.02990 0.02276 -0.0322 0.0367 1.0000 12.000 1.4245 0.03305 0.02605 -0.0293 0.0347 1.0000 12.500 1.4343 0.03709 0.03022 -0.0271 0.0331 1.0000 13.000 1.4452 0.04134 0.03470 -0.0259 0.0313 1.0000 13.500 1.4566 0.04565 0.03898 -0.0241 0.0298 1.0000 14.000 1.4591 0.05123 0.04498 -0.0240 0.0286 1.0000 14.500 1.4611 0.05695 0.05093 -0.0242 0.0273 1.0000 15.000 1.4634 0.06262 0.05670 -0.0238 0.0259 1.0000 15.500 1.4461 0.07131 0.06584 -0.0266 0.0249 1.0000 16.000 1.4337 0.07961 0.07442 -0.0292 0.0240 1.0000 16.500 1.4288 0.08685 0.08177 -0.0309 0.0231 1.0000 17.000 1.4065 0.09759 0.09283 -0.0350 0.0226 1.0000 17.500 1.3686 0.11239 0.10810 -0.0432 0.0224 1.0000 18.000 1.3232 0.13017 0.12635 -0.0539 0.0221 1.0000