XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 407 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 0.4670 0.01342 0.00566 -0.0859 0.7000 0.0475 0.500 0.5175 0.01243 0.00455 -0.0842 0.6837 0.0465 1.000 0.5658 0.01184 0.00388 -0.0821 0.6677 0.0478 1.500 0.6128 0.01148 0.00351 -0.0798 0.6505 0.0567 2.000 0.6536 0.01050 0.00343 -0.0767 0.6336 0.4272 2.500 0.8554 0.00989 0.00379 -0.1093 0.6015 1.0000 3.000 0.8988 0.01009 0.00391 -0.1065 0.5721 1.0000 3.500 0.9411 0.01033 0.00404 -0.1034 0.5377 1.0000 4.000 0.9805 0.01070 0.00423 -0.0998 0.4912 1.0000 4.500 1.0181 0.01130 0.00457 -0.0960 0.4477 1.0000 5.000 1.0556 0.01200 0.00508 -0.0923 0.4110 1.0000 5.500 1.0911 0.01273 0.00560 -0.0883 0.3715 1.0000 6.000 1.1302 0.01333 0.00613 -0.0851 0.3487 1.0000 6.500 1.1652 0.01400 0.00667 -0.0811 0.3142 1.0000 7.500 1.2228 0.01582 0.00803 -0.0712 0.2155 1.0000 8.000 1.2153 0.01829 0.00966 -0.0602 0.1002 1.0000 8.500 1.2394 0.01927 0.01065 -0.0547 0.0849 1.0000 9.000 1.2328 0.02198 0.01284 -0.0450 0.0146 1.0000 9.500 1.2500 0.02364 0.01455 -0.0392 0.0052 1.0000 10.000 1.2702 0.02525 0.01638 -0.0344 0.0048 1.0000 10.500 1.2888 0.02710 0.01842 -0.0299 0.0048 1.0000 11.000 1.3056 0.02926 0.02077 -0.0259 0.0048 1.0000 11.500 1.3171 0.03209 0.02385 -0.0220 0.0047 1.0000 12.000 1.3252 0.03551 0.02756 -0.0186 0.0047 1.0000 12.500 1.3294 0.03958 0.03192 -0.0158 0.0046 1.0000 13.000 1.3309 0.04424 0.03684 -0.0138 0.0047 1.0000 13.500 1.3261 0.04995 0.04290 -0.0124 0.0047 1.0000 14.000 1.3191 0.05628 0.04950 -0.0118 0.0048 1.0000 14.500 1.2954 0.06527 0.05882 -0.0122 0.0048 1.0000 15.000 1.2824 0.07340 0.06721 -0.0133 0.0049 1.0000 15.500 1.2639 0.08281 0.07688 -0.0153 0.0049 1.0000 16.000 1.2477 0.09225 0.08657 -0.0177 0.0050 1.0000 16.500 1.2296 0.10219 0.09674 -0.0204 0.0051 1.0000 17.000 1.2156 0.11159 0.10635 -0.0232 0.0052 1.0000 17.500 1.2067 0.12038 0.11534 -0.0263 0.0052 1.0000 18.000 1.1955 0.12945 0.12464 -0.0294 0.0053 1.0000 18.500 1.1844 0.13867 0.13407 -0.0328 0.0054 1.0000 19.000 1.1764 0.14797 0.14362 -0.0372 0.0055 1.0000 19.500 1.1727 0.15694 0.15276 -0.0419 0.0057 1.0000 20.000 1.1653 0.16686 0.16289 -0.0475 0.0058 1.0000 20.500 1.1546 0.17794 0.17423 -0.0542 0.0058 1.0000 21.000 1.1451 0.18964 0.18615 -0.0613 0.0061 1.0000 21.500 1.1301 0.20352 0.20027 -0.0700 0.0062 1.0000 22.000 1.1176 0.21737 0.21426 -0.0788 0.0062 1.0000 22.500 1.0639 0.25714 0.25408 -0.0968 0.0109 1.0000