XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 425 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.4976 0.01185 0.00509 -0.0810 0.5572 0.6748 1.000 0.5477 0.01157 0.00518 -0.0795 0.5506 0.7817 1.500 0.6517 0.01164 0.00550 -0.0891 0.5434 0.9888 2.000 0.7159 0.01186 0.00564 -0.0913 0.5365 1.0000 2.500 0.7676 0.01212 0.00580 -0.0906 0.5300 1.0000 3.000 0.8204 0.01254 0.00607 -0.0902 0.5237 1.0000 3.500 0.8709 0.01293 0.00647 -0.0894 0.5174 1.0000 4.000 0.9222 0.01323 0.00678 -0.0887 0.5104 1.0000 4.500 0.9753 0.01354 0.00703 -0.0883 0.5038 1.0000 5.000 1.0262 0.01389 0.00736 -0.0875 0.4944 1.0000 5.500 1.0754 0.01357 0.00687 -0.0860 0.4748 1.0000 6.000 1.1223 0.01344 0.00668 -0.0844 0.4558 1.0000 6.500 1.1702 0.01359 0.00692 -0.0831 0.4405 1.0000 7.000 1.2180 0.01388 0.00723 -0.0819 0.4257 1.0000 7.500 1.2602 0.01423 0.00749 -0.0798 0.3968 1.0000 8.000 1.3016 0.01482 0.00805 -0.0777 0.3719 1.0000 8.500 1.3293 0.01597 0.00898 -0.0737 0.3246 1.0000 9.000 1.3434 0.01766 0.01044 -0.0679 0.2785 1.0000 9.500 1.3262 0.02153 0.01388 -0.0601 0.1944 1.0000 10.000 1.3134 0.02651 0.01866 -0.0558 0.1493 1.0000 10.500 1.3058 0.03192 0.02399 -0.0533 0.1138 1.0000 11.000 1.2968 0.03774 0.02971 -0.0514 0.0844 1.0000 11.500 1.2939 0.04312 0.03510 -0.0498 0.0694 1.0000 12.000 1.2911 0.04866 0.04068 -0.0486 0.0544 1.0000 12.500 1.2496 0.05867 0.05044 -0.0472 0.0077 1.0000 13.000 1.2507 0.06445 0.05632 -0.0468 0.0051 1.0000 13.500 1.2574 0.06968 0.06169 -0.0466 0.0047 1.0000 14.000 1.2635 0.07511 0.06728 -0.0465 0.0045 1.0000 14.500 1.2685 0.08073 0.07307 -0.0466 0.0044 1.0000 15.000 1.2735 0.08641 0.07892 -0.0468 0.0043 1.0000 15.500 1.2776 0.09232 0.08500 -0.0473 0.0042 1.0000 16.000 1.2801 0.09850 0.09136 -0.0479 0.0042 1.0000 16.500 1.2824 0.10480 0.09786 -0.0488 0.0042 1.0000 17.000 1.2840 0.11130 0.10454 -0.0500 0.0041 1.0000 17.500 1.2836 0.11818 0.11163 -0.0515 0.0041 1.0000 18.000 1.2824 0.12534 0.11898 -0.0535 0.0041 1.0000 18.500 1.2802 0.13280 0.12664 -0.0558 0.0041 1.0000 19.000 1.2763 0.14064 0.13469 -0.0587 0.0041 1.0000 19.500 1.2720 0.14878 0.14302 -0.0621 0.0042 1.0000 20.000 1.2670 0.15724 0.15168 -0.0661 0.0042 1.0000 20.500 1.2620 0.16589 0.16052 -0.0705 0.0042 1.0000 21.000 1.2572 0.17464 0.16945 -0.0753 0.0042 1.0000 21.500 1.2537 0.18335 0.17833 -0.0805 0.0043 1.0000 22.000 1.2523 0.19175 0.18687 -0.0857 0.0043 1.0000 22.500 1.2537 0.19962 0.19488 -0.0909 0.0044 1.0000 23.000 1.2580 0.20682 0.20219 -0.0958 0.0044 1.0000 23.500 1.2648 0.21337 0.20885 -0.1005 0.0045 1.0000 24.000 1.2731 0.21949 0.21507 -0.1050 0.0045 1.0000 24.500 1.2825 0.22519 0.22087 -0.1095 0.0046 1.0000 25.000 1.2904 0.23134 0.22715 -0.1143 0.0047 1.0000 25.500 1.2978 0.23760 0.23356 -0.1194 0.0048 1.0000 26.000 1.3032 0.24457 0.24068 -0.1251 0.0049 1.0000 26.500 1.3061 0.25232 0.24861 -0.1315 0.0050 1.0000 27.000 1.3057 0.26138 0.25786 -0.1389 0.0051 1.0000 27.500 1.3020 0.27184 0.26853 -0.1472 0.0052 1.0000 28.000 1.2967 0.28340 0.28029 -0.1563 0.0054 1.0000