XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 401 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 0.4552 0.01347 0.00606 -0.0828 0.6557 0.0534 0.500 0.5036 0.01227 0.00448 -0.0806 0.6006 0.0506 1.000 0.5513 0.01170 0.00358 -0.0783 0.5489 0.0490 1.500 0.5996 0.01148 0.00314 -0.0764 0.5120 0.0490 2.000 0.6492 0.01150 0.00296 -0.0748 0.4863 0.0516 2.500 0.6991 0.01145 0.00306 -0.0734 0.4662 0.1477 3.000 0.7872 0.01021 0.00344 -0.0810 0.4456 1.0000 3.500 0.8371 0.01065 0.00373 -0.0796 0.4302 1.0000 4.000 0.8840 0.01098 0.00391 -0.0776 0.3975 1.0000 4.500 0.9327 0.01133 0.00418 -0.0761 0.3765 1.0000 5.000 0.9798 0.01163 0.00435 -0.0743 0.3379 1.0000 5.500 1.0271 0.01207 0.00469 -0.0726 0.3008 1.0000 6.000 1.0734 0.01264 0.00512 -0.0709 0.2646 1.0000 6.500 1.1059 0.01449 0.00610 -0.0674 0.1395 1.0000 7.000 1.1350 0.01677 0.00778 -0.0634 0.0376 1.0000 7.500 1.1777 0.01767 0.00878 -0.0611 0.0280 1.0000 8.000 1.2153 0.01897 0.01008 -0.0582 0.0070 1.0000 8.500 1.2547 0.02001 0.01128 -0.0555 0.0066 1.0000 9.000 1.2904 0.02123 0.01269 -0.0524 0.0064 1.0000 9.500 1.3205 0.02272 0.01442 -0.0484 0.0064 1.0000 10.000 1.3407 0.02445 0.01640 -0.0430 0.0064 1.0000 10.500 1.3542 0.02658 0.01889 -0.0374 0.0065 1.0000 11.000 1.3571 0.02973 0.02236 -0.0319 0.0066 1.0000 11.500 1.3558 0.03380 0.02674 -0.0281 0.0066 1.0000 12.000 1.3483 0.03930 0.03254 -0.0259 0.0067 1.0000 12.500 1.3364 0.04613 0.03968 -0.0253 0.0068 1.0000 13.000 1.3239 0.05366 0.04749 -0.0257 0.0069 1.0000 13.500 1.3099 0.06175 0.05585 -0.0266 0.0070 1.0000 14.000 1.2980 0.06979 0.06416 -0.0276 0.0071 1.0000 14.500 1.2853 0.07824 0.07289 -0.0286 0.0072 1.0000 15.000 1.2754 0.08686 0.08181 -0.0305 0.0073 1.0000 15.500 1.2680 0.09566 0.09087 -0.0335 0.0075 1.0000 16.000 1.2578 0.10529 0.10078 -0.0373 0.0077 1.0000 16.500 1.2446 0.11595 0.11177 -0.0421 0.0079 1.0000 17.000 1.2290 0.12764 0.12378 -0.0479 0.0082 1.0000 17.500 1.2087 0.14104 0.13750 -0.0555 0.0083 1.0000 18.000 1.1822 0.15701 0.15380 -0.0652 0.0085 1.0000 18.500 1.1512 0.17578 0.17281 -0.0771 0.0087 1.0000 19.000 1.0805 0.21611 0.21324 -0.0988 0.0100 1.0000 19.500 1.0809 0.22951 0.22658 -0.1057 0.0118 1.0000