XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 406 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 0.5158 0.01520 0.00747 -0.0909 0.6724 0.0546 0.500 0.5684 0.01387 0.00593 -0.0894 0.6576 0.0516 1.000 0.6162 0.01305 0.00504 -0.0872 0.6414 0.0507 1.500 0.6594 0.01254 0.00449 -0.0841 0.6227 0.0521 2.500 0.7384 0.01199 0.00393 -0.0763 0.5724 0.0938 4.000 1.0425 0.01299 0.00569 -0.1089 0.4061 1.0000 4.500 1.0798 0.01370 0.00621 -0.1054 0.3878 1.0000 5.000 1.1188 0.01437 0.00678 -0.1021 0.3742 1.0000 5.500 1.1564 0.01500 0.00734 -0.0987 0.3595 1.0000 6.000 1.1944 0.01564 0.00795 -0.0954 0.3482 1.0000 6.500 1.2289 0.01627 0.00854 -0.0915 0.3361 1.0000 7.000 1.2641 0.01693 0.00921 -0.0877 0.3280 1.0000 7.500 1.2887 0.01747 0.00977 -0.0819 0.3140 1.0000 8.000 1.3153 0.01809 0.01043 -0.0767 0.3012 1.0000 8.500 1.3380 0.01883 0.01114 -0.0711 0.2853 1.0000 9.000 1.3670 0.01958 0.01202 -0.0668 0.2744 1.0000 9.500 1.3935 0.02041 0.01294 -0.0623 0.2571 1.0000 10.000 1.4176 0.02151 0.01408 -0.0579 0.2399 1.0000 10.500 1.4310 0.02330 0.01578 -0.0524 0.1966 1.0000 11.000 1.4133 0.02752 0.01950 -0.0446 0.1158 1.0000 11.500 1.3863 0.03330 0.02492 -0.0377 0.0525 1.0000 12.000 1.3879 0.03728 0.02898 -0.0342 0.0430 1.0000 12.500 1.3881 0.04167 0.03348 -0.0312 0.0371 1.0000 13.000 1.3949 0.04567 0.03768 -0.0290 0.0363 1.0000 13.500 1.3990 0.05015 0.04234 -0.0272 0.0333 1.0000 14.000 1.3973 0.05552 0.04793 -0.0259 0.0315 1.0000 14.500 1.3912 0.06174 0.05435 -0.0251 0.0301 1.0000 15.000 1.3790 0.06917 0.06198 -0.0249 0.0278 1.0000 15.500 1.3671 0.07693 0.06999 -0.0254 0.0277 1.0000 16.000 1.3723 0.08248 0.07572 -0.0258 0.0247 1.0000 16.500 1.3585 0.09095 0.08442 -0.0272 0.0242 1.0000 17.000 1.3472 0.09927 0.09289 -0.0287 0.0215 1.0000 17.500 1.3338 0.10801 0.10181 -0.0308 0.0201 1.0000 18.000 1.3261 0.11589 0.10991 -0.0327 0.0197 1.0000 18.500 1.3202 0.12353 0.11774 -0.0349 0.0192 1.0000 19.000 1.3171 0.13068 0.12499 -0.0371 0.0095 1.0000 19.500 1.3028 0.13981 0.13409 -0.0405 0.0064 1.0000 20.000 1.2992 0.14714 0.14156 -0.0433 0.0059 1.0000 20.500 1.2960 0.15445 0.14901 -0.0464 0.0054 1.0000 21.000 1.2964 0.16115 0.15589 -0.0494 0.0054 1.0000 21.500 1.2957 0.16811 0.16302 -0.0528 0.0052 1.0000 22.000 1.2951 0.17507 0.17016 -0.0565 0.0051 1.0000 22.500 1.2946 0.18205 0.17733 -0.0604 0.0051 1.0000 23.000 1.2902 0.18999 0.18545 -0.0651 0.0049 1.0000 23.500 1.2875 0.19766 0.19333 -0.0698 0.0050 1.0000 24.000 1.2812 0.20626 0.20212 -0.0754 0.0049 1.0000 24.500 1.2770 0.21448 0.21054 -0.0809 0.0050 1.0000 25.000 1.2692 0.22377 0.22003 -0.0873 0.0049 1.0000 25.500 1.2611 0.23349 0.22995 -0.0940 0.0050 1.0000 26.000 1.2524 0.24369 0.24034 -0.1011 0.0050 1.0000 26.500 1.2448 0.25395 0.25081 -0.1083 0.0052 1.0000 27.000 1.2334 0.26609 0.26313 -0.1165 0.0053 1.0000 27.500 0.7748 0.28217 0.27970 -0.0794 0.0095 1.0000