XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 412 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 0.4715 0.01108 0.00447 -0.1057 0.7153 0.4478 0.500 0.5129 0.00995 0.00462 -0.1020 0.7029 0.8280 1.000 0.6376 0.00997 0.00464 -0.1155 0.6873 0.9960 1.500 0.6987 0.01004 0.00453 -0.1164 0.6730 1.0000 2.000 0.7475 0.01018 0.00458 -0.1149 0.6595 1.0000 2.500 0.7964 0.01033 0.00463 -0.1133 0.6451 1.0000 3.000 0.8454 0.01049 0.00469 -0.1116 0.6299 1.0000 3.500 0.8930 0.01069 0.00485 -0.1097 0.6137 1.0000 4.000 0.9403 0.01090 0.00494 -0.1078 0.5958 1.0000 4.500 0.9859 0.01114 0.00514 -0.1054 0.5755 1.0000 5.000 1.0312 0.01144 0.00540 -0.1032 0.5550 1.0000 5.500 1.0743 0.01179 0.00566 -0.1005 0.5299 1.0000 6.000 1.1163 0.01221 0.00603 -0.0977 0.5038 1.0000 6.500 1.1564 0.01272 0.00646 -0.0946 0.4756 1.0000 7.000 1.1923 0.01336 0.00699 -0.0908 0.4425 1.0000 7.500 1.2261 0.01410 0.00764 -0.0868 0.4117 1.0000 8.000 1.2505 0.01504 0.00845 -0.0811 0.3777 1.0000 8.500 1.2739 0.01621 0.00949 -0.0758 0.3441 1.0000 9.000 1.2967 0.01760 0.01076 -0.0708 0.3119 1.0000 9.500 1.3170 0.01927 0.01231 -0.0659 0.2795 1.0000 10.000 1.3361 0.02120 0.01413 -0.0613 0.2495 1.0000 10.500 1.3582 0.02314 0.01603 -0.0576 0.2283 1.0000 11.000 1.3785 0.02535 0.01819 -0.0541 0.2092 1.0000 11.500 1.3985 0.02772 0.02055 -0.0509 0.1952 1.0000 12.000 1.4193 0.03016 0.02303 -0.0481 0.1846 1.0000 12.500 1.4394 0.03272 0.02566 -0.0455 0.1739 1.0000 13.000 1.4561 0.03565 0.02866 -0.0430 0.1627 1.0000 13.500 1.4698 0.03898 0.03205 -0.0406 0.1506 1.0000 14.000 1.4829 0.04258 0.03577 -0.0386 0.1355 1.0000 14.500 1.4969 0.04632 0.03962 -0.0372 0.1144 1.0000 15.000 1.4962 0.05164 0.04484 -0.0355 0.0891 1.0000 15.500 1.4841 0.05841 0.05160 -0.0341 0.0783 1.0000 16.000 1.4682 0.06592 0.05918 -0.0331 0.0717 1.0000 16.500 1.4540 0.07355 0.06690 -0.0328 0.0658 1.0000 17.000 1.4442 0.08088 0.07435 -0.0328 0.0605 1.0000 17.500 1.4375 0.08804 0.08166 -0.0333 0.0558 1.0000 18.000 1.4319 0.09522 0.08899 -0.0342 0.0519 1.0000 18.500 1.4270 0.10238 0.09626 -0.0354 0.0487 1.0000 19.000 1.4234 0.10964 0.10369 -0.0371 0.0457 1.0000 19.500 1.4206 0.11669 0.11088 -0.0389 0.0433 1.0000 20.000 1.4187 0.12378 0.11810 -0.0411 0.0411 1.0000 20.500 1.4176 0.13062 0.12507 -0.0434 0.0392 1.0000 21.000 1.4158 0.13789 0.13250 -0.0465 0.0373 1.0000 21.500 1.4184 0.14412 0.13878 -0.0490 0.0355 1.0000 22.000 1.4154 0.15178 0.14668 -0.0529 0.0340 1.0000 22.500 1.4208 0.15768 0.15261 -0.0559 0.0324 1.0000 23.000 1.4195 0.16499 0.16011 -0.0600 0.0312 1.0000 23.500 1.4151 0.17310 0.16847 -0.0649 0.0301 1.0000 24.000 1.4176 0.17976 0.17523 -0.0693 0.0289 1.0000 24.500 1.4198 0.18630 0.18188 -0.0736 0.0278 1.0000 25.000 1.3924 0.20075 0.19673 -0.0841 0.0266 1.0000 25.500 1.3691 0.21451 0.21084 -0.0943 0.0263 1.0000