XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 414 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 0.4176 0.01094 0.00380 -0.0937 0.6442 0.4058 0.500 0.4669 0.01073 0.00380 -0.0923 0.6208 0.4903 1.000 0.5058 0.00988 0.00404 -0.0881 0.5980 0.8287 1.500 0.6189 0.01030 0.00440 -0.0993 0.5677 0.9844 2.000 0.7001 0.01063 0.00451 -0.1048 0.5401 1.0000 2.500 0.7433 0.01093 0.00462 -0.1022 0.5181 1.0000 3.000 0.7869 0.01128 0.00479 -0.0998 0.5001 1.0000 3.500 0.8317 0.01163 0.00502 -0.0975 0.4851 1.0000 4.000 0.8766 0.01201 0.00529 -0.0953 0.4722 1.0000 4.500 0.9224 0.01243 0.00563 -0.0933 0.4611 1.0000 5.000 0.9691 0.01289 0.00600 -0.0915 0.4514 1.0000 5.500 1.0169 0.01337 0.00641 -0.0899 0.4426 1.0000 6.000 1.0656 0.01384 0.00689 -0.0885 0.4351 1.0000 6.500 1.1123 0.01434 0.00739 -0.0869 0.4251 1.0000 7.000 1.1608 0.01488 0.00795 -0.0856 0.4169 1.0000 7.500 1.2090 0.01544 0.00851 -0.0842 0.4082 1.0000 8.000 1.2562 0.01601 0.00909 -0.0827 0.3986 1.0000 8.500 1.2937 0.01649 0.00967 -0.0795 0.3852 1.0000 9.000 1.3277 0.01696 0.01026 -0.0756 0.3707 1.0000 9.500 1.3565 0.01748 0.01085 -0.0708 0.3565 1.0000 10.000 1.3859 0.01813 0.01161 -0.0665 0.3425 1.0000 10.500 1.4126 0.01893 0.01254 -0.0621 0.3245 1.0000 11.000 1.4376 0.02001 0.01370 -0.0579 0.3026 1.0000 11.500 1.4562 0.02164 0.01533 -0.0534 0.2701 1.0000 12.000 1.4667 0.02409 0.01768 -0.0487 0.2396 1.0000 12.500 1.4748 0.02704 0.02057 -0.0444 0.2156 1.0000 13.000 1.4794 0.03054 0.02407 -0.0405 0.1921 1.0000 13.500 1.4784 0.03486 0.02836 -0.0370 0.1579 1.0000 14.000 1.4475 0.04244 0.03567 -0.0336 0.1047 1.0000 14.500 1.4186 0.05080 0.04400 -0.0317 0.0817 1.0000 15.000 1.3945 0.05928 0.05249 -0.0310 0.0580 1.0000 15.500 1.3695 0.06841 0.06165 -0.0311 0.0452 1.0000 16.000 1.3489 0.07741 0.07076 -0.0318 0.0398 1.0000 16.500 1.3289 0.08669 0.08017 -0.0331 0.0364 1.0000 17.000 1.3142 0.09540 0.08904 -0.0346 0.0339 1.0000 17.500 1.2969 0.10463 0.09837 -0.0366 0.0321 1.0000 18.000 1.2902 0.11235 0.10626 -0.0383 0.0304 1.0000 18.500 1.2838 0.12003 0.11401 -0.0402 0.0289 1.0000 19.000 1.2826 0.12686 0.12094 -0.0420 0.0274 1.0000 19.500 1.2860 0.13303 0.12720 -0.0438 0.0260 1.0000 20.000 1.2958 0.13752 0.13164 -0.0447 0.0245 1.0000 20.500 1.3013 0.14350 0.13780 -0.0469 0.0232 1.0000 21.000 1.3126 0.14802 0.14232 -0.0484 0.0217 1.0000 21.500 1.3230 0.15269 0.14711 -0.0500 0.0206 1.0000 22.000 1.3270 0.15907 0.15369 -0.0531 0.0195 1.0000 22.500 1.3372 0.16393 0.15865 -0.0553 0.0188 1.0000 23.000 1.3481 0.16822 0.16300 -0.0573 0.0178 1.0000 23.500 1.3409 0.17721 0.17232 -0.0629 0.0173 1.0000 24.000 1.3302 0.18735 0.18278 -0.0696 0.0166 1.0000 24.500 1.3224 0.19694 0.19263 -0.0762 0.0162 1.0000 25.000 1.3078 0.20867 0.20466 -0.0846 0.0160 1.0000