XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 424 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.6182 0.01423 0.00784 -0.0743 0.5301 0.8939 2.000 0.6758 0.01462 0.00817 -0.0745 0.5254 0.9313 2.500 0.7478 0.01543 0.00888 -0.0781 0.5198 0.9531 3.000 0.8291 0.01587 0.00934 -0.0840 0.5154 0.9674 3.500 0.9119 0.01618 0.00968 -0.0904 0.5096 0.9780 4.000 0.9932 0.01634 0.00978 -0.0965 0.5028 0.9897 4.500 1.0818 0.01670 0.00999 -0.1042 0.4942 0.9976 5.000 1.1161 0.01638 0.00974 -0.1009 0.4847 1.0000 5.500 1.1390 0.01581 0.00896 -0.0948 0.4687 1.0000 6.000 1.1514 0.01550 0.00863 -0.0867 0.4546 1.0000 6.500 1.1688 0.01551 0.00862 -0.0797 0.4409 1.0000 7.000 1.1940 0.01569 0.00878 -0.0743 0.4309 1.0000 7.500 1.2099 0.01602 0.00905 -0.0676 0.4096 1.0000 8.000 1.2364 0.01667 0.00969 -0.0634 0.3896 1.0000 8.500 1.2619 0.01762 0.01061 -0.0595 0.3666 1.0000 9.000 1.2594 0.01998 0.01267 -0.0524 0.3154 1.0000 9.500 1.2569 0.02310 0.01562 -0.0467 0.2760 1.0000 10.000 1.2517 0.02706 0.01946 -0.0421 0.2417 1.0000 10.500 1.2427 0.03193 0.02426 -0.0384 0.2121 1.0000 11.000 1.2209 0.03865 0.03087 -0.0354 0.1775 1.0000 11.500 1.1990 0.04594 0.03806 -0.0333 0.1426 1.0000 12.000 1.1655 0.05461 0.04654 -0.0313 0.1021 1.0000 13.000 1.1018 0.07280 0.06440 -0.0288 0.0052 1.0000 13.500 1.1099 0.07789 0.06961 -0.0289 0.0037 1.0000 14.000 1.1185 0.08303 0.07489 -0.0291 0.0034 1.0000 14.500 1.1278 0.08811 0.08011 -0.0294 0.0033 1.0000 15.000 1.1340 0.09366 0.08582 -0.0299 0.0032 1.0000 15.500 1.1400 0.09931 0.09164 -0.0306 0.0032 1.0000 16.000 1.1445 0.10523 0.09773 -0.0315 0.0031 1.0000 16.500 1.1465 0.11154 0.10424 -0.0326 0.0031 1.0000 17.000 1.1474 0.11811 0.11099 -0.0341 0.0031 1.0000 17.500 1.1475 0.12492 0.11798 -0.0359 0.0031 1.0000 18.000 1.1465 0.13198 0.12524 -0.0380 0.0031 1.0000 18.500 1.1441 0.13934 0.13279 -0.0405 0.0031 1.0000 19.000 1.1416 0.14690 0.14053 -0.0435 0.0032 1.0000 19.500 1.1388 0.15461 0.14842 -0.0468 0.0032 1.0000 20.000 1.1365 0.16238 0.15636 -0.0505 0.0032 1.0000 20.500 1.1349 0.17009 0.16423 -0.0544 0.0032 1.0000 21.000 1.1348 0.17764 0.17192 -0.0585 0.0033 1.0000 21.500 1.1366 0.18489 0.17931 -0.0628 0.0033 1.0000 22.000 1.1406 0.19172 0.18624 -0.0670 0.0034 1.0000 22.500 1.1467 0.19812 0.19274 -0.0712 0.0035 1.0000 23.000 1.1563 0.20368 0.19836 -0.0751 0.0035 1.0000 23.500 1.1690 0.20848 0.20322 -0.0787 0.0036 1.0000 24.000 1.1838 0.21266 0.20745 -0.0821 0.0037 1.0000 24.500 1.2014 0.21599 0.21082 -0.0850 0.0038 1.0000 25.000 1.2212 0.21863 0.21350 -0.0876 0.0040 1.0000 25.500 1.2434 0.22039 0.21528 -0.0897 0.0041 1.0000 26.000 1.2723 0.22003 0.21489 -0.0904 0.0043 1.0000 26.500 1.2863 0.22410 0.21909 -0.0942 0.0044 1.0000 27.000 1.2894 0.23131 0.22658 -0.1001 0.0046 1.0000 27.500 1.2922 0.23828 0.23389 -0.1059 0.0049 1.0000 28.000 1.2956 0.24474 0.24061 -0.1114 0.0053 1.0000 28.500 1.2990 0.25092 0.24699 -0.1170 0.0055 1.0000 29.000 1.3089 0.25540 0.25160 -0.1215 0.0059 1.0000 29.500 1.2597 0.28020 0.27711 -0.1388 0.0063 1.0000