XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 420 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 0.4848 0.01199 0.00499 -0.1077 0.6451 0.4626 0.500 0.5325 0.01191 0.00501 -0.1059 0.6300 0.4873 1.000 0.5839 0.01191 0.00502 -0.1048 0.6148 0.5169 1.500 0.6332 0.01187 0.00503 -0.1033 0.5981 0.5553 2.000 0.6775 0.01183 0.00519 -0.1008 0.5801 0.6066 2.500 0.7225 0.01187 0.00536 -0.0985 0.5631 0.6737 3.000 0.7655 0.01182 0.00550 -0.0956 0.5467 0.7496 3.500 0.8057 0.01177 0.00584 -0.0916 0.5301 0.9122 4.000 0.9093 0.01221 0.00620 -0.1016 0.5103 0.9968 4.500 0.9473 0.01259 0.00644 -0.0984 0.4975 1.0000 5.000 0.9844 0.01299 0.00671 -0.0949 0.4856 1.0000 5.500 1.0234 0.01343 0.00711 -0.0919 0.4754 1.0000 6.000 1.0612 0.01389 0.00749 -0.0886 0.4652 1.0000 6.500 1.0947 0.01439 0.00796 -0.0846 0.4533 1.0000 7.000 1.1288 0.01498 0.00839 -0.0808 0.4381 1.0000 7.500 1.1509 0.01551 0.00901 -0.0750 0.4259 1.0000 8.000 1.1787 0.01622 0.00963 -0.0706 0.4109 1.0000 8.500 1.1977 0.01707 0.01041 -0.0650 0.3933 1.0000 9.000 1.2185 0.01798 0.01140 -0.0601 0.3778 1.0000 9.500 1.2446 0.01902 0.01245 -0.0563 0.3650 1.0000 10.000 1.2600 0.02044 0.01385 -0.0514 0.3441 1.0000 10.500 1.2770 0.02208 0.01548 -0.0472 0.3229 1.0000 11.000 1.2929 0.02401 0.01738 -0.0433 0.3012 1.0000 11.500 1.3073 0.02623 0.01957 -0.0396 0.2811 1.0000 12.000 1.3057 0.02967 0.02286 -0.0352 0.2491 1.0000 12.500 1.3072 0.03332 0.02643 -0.0317 0.2244 1.0000 13.000 1.3128 0.03700 0.03009 -0.0290 0.2055 1.0000 13.500 1.3074 0.04188 0.03488 -0.0264 0.1743 1.0000 14.000 1.2963 0.04765 0.04054 -0.0244 0.1413 1.0000 14.500 1.2789 0.05445 0.04723 -0.0228 0.1143 1.0000 15.000 1.2720 0.06057 0.05337 -0.0220 0.1001 1.0000 15.500 1.2694 0.06652 0.05938 -0.0218 0.0905 1.0000 16.000 1.2638 0.07308 0.06599 -0.0220 0.0798 1.0000 16.500 1.2621 0.07939 0.07239 -0.0225 0.0731 1.0000 17.000 1.2578 0.08623 0.07930 -0.0235 0.0642 1.0000 17.500 1.2548 0.09304 0.08618 -0.0247 0.0568 1.0000 18.000 1.2548 0.09957 0.09281 -0.0261 0.0515 1.0000 18.500 1.2549 0.10617 0.09950 -0.0278 0.0458 1.0000 19.500 1.2191 0.12495 0.11819 -0.0340 0.0108 1.0000 20.000 1.2129 0.13286 0.12621 -0.0370 0.0085 1.0000 20.500 1.2131 0.13981 0.13332 -0.0399 0.0080 1.0000 21.000 1.2141 0.14669 0.14035 -0.0431 0.0078 1.0000 21.500 1.2166 0.15331 0.14713 -0.0463 0.0077 1.0000 22.000 1.2164 0.16039 0.15439 -0.0500 0.0075 1.0000 22.500 1.2165 0.16742 0.16159 -0.0538 0.0075 1.0000 23.000 1.2142 0.17488 0.16924 -0.0581 0.0074 1.0000 23.500 1.2094 0.18288 0.17743 -0.0629 0.0073 1.0000 24.000 1.2029 0.19127 0.18602 -0.0680 0.0073 1.0000 24.500 1.1934 0.20035 0.19530 -0.0738 0.0073 1.0000 25.000 1.1822 0.20991 0.20506 -0.0800 0.0074 1.0000 25.500 1.1674 0.22051 0.21587 -0.0869 0.0074 1.0000 26.000 1.1541 0.23100 0.22653 -0.0938 0.0075 1.0000 26.500 1.1492 0.23967 0.23532 -0.0998 0.0075 1.0000 27.000 1.1513 0.24655 0.24227 -0.1048 0.0076 1.0000 27.500 1.1587 0.25199 0.24776 -0.1091 0.0076 1.0000 28.000 1.1698 0.25631 0.25212 -0.1129 0.0076 1.0000 28.500 1.1838 0.25971 0.25552 -0.1163 0.0075 1.0000 29.000 1.1975 0.26302 0.25885 -0.1197 0.0075 1.0000 29.500 1.2122 0.26593 0.26178 -0.1229 0.0075 1.0000 30.000 1.2261 0.26896 0.26484 -0.1263 0.0075 1.0000 30.500 1.2391 0.27206 0.26798 -0.1298 0.0075 1.0000 31.000 1.2511 0.27541 0.27138 -0.1335 0.0075 1.0000 31.500 1.2620 0.27890 0.27494 -0.1374 0.0075 1.0000 32.000 1.2712 0.28280 0.27892 -0.1416 0.0076 1.0000 32.500 1.2793 0.28690 0.28311 -0.1461 0.0077 1.0000 33.000 1.2834 0.29215 0.28848 -0.1513 0.0078 1.0000 33.500 1.2849 0.29816 0.29462 -0.1571 0.0079 1.0000