XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 446 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 0.7318 0.01284 0.00533 -0.1597 0.7121 0.1560 0.500 0.7888 0.01264 0.00509 -0.1599 0.7012 0.1735 1.000 0.8418 0.01241 0.00504 -0.1595 0.6895 0.2022 2.500 0.9997 0.01101 0.00514 -0.1574 0.6503 1.0000 3.000 1.0506 0.01116 0.00521 -0.1563 0.6334 1.0000 3.500 1.1009 0.01139 0.00538 -0.1553 0.6154 1.0000 4.000 1.1508 0.01168 0.00558 -0.1542 0.5963 1.0000 4.500 1.1935 0.01196 0.00562 -0.1515 0.5632 1.0000 5.000 1.2338 0.01241 0.00595 -0.1486 0.5302 1.0000 5.500 1.2654 0.01316 0.00641 -0.1441 0.4858 1.0000 6.000 1.3002 0.01391 0.00702 -0.1403 0.4592 1.0000 6.500 1.3281 0.01486 0.00780 -0.1354 0.4282 1.0000 7.000 1.3488 0.01617 0.00889 -0.1297 0.3833 1.0000 7.500 1.3771 0.01738 0.00999 -0.1256 0.3487 1.0000 8.000 1.3905 0.01943 0.01175 -0.1196 0.2858 1.0000 8.500 1.3697 0.02396 0.01557 -0.1101 0.1754 1.0000 9.000 1.3713 0.02761 0.01892 -0.1044 0.1211 1.0000 9.500 1.3841 0.03070 0.02192 -0.1004 0.0944 1.0000 10.000 1.3750 0.03578 0.02668 -0.0951 0.0346 1.0000 10.500 1.3846 0.03963 0.03057 -0.0919 0.0230 1.0000 11.500 1.4072 0.04750 0.03860 -0.0868 0.0054 1.0000 12.000 1.4196 0.05155 0.04281 -0.0847 0.0050 1.0000 12.500 1.4302 0.05591 0.04736 -0.0828 0.0048 1.0000 13.000 1.4388 0.06065 0.05230 -0.0812 0.0047 1.0000 13.500 1.4446 0.06585 0.05771 -0.0797 0.0046 1.0000 14.000 1.4485 0.07145 0.06352 -0.0786 0.0046 1.0000 14.500 1.4501 0.07751 0.06980 -0.0778 0.0046 1.0000 15.000 1.4485 0.08413 0.07666 -0.0773 0.0045 1.0000 15.500 1.4445 0.09130 0.08405 -0.0773 0.0045 1.0000 16.000 1.4381 0.09899 0.09198 -0.0778 0.0045 1.0000 16.500 1.4296 0.10709 0.10031 -0.0787 0.0045 1.0000 17.000 1.4200 0.11557 0.10902 -0.0803 0.0046 1.0000 17.500 1.4100 0.12427 0.11793 -0.0823 0.0046 1.0000 18.000 1.4005 0.13299 0.12687 -0.0849 0.0046 1.0000 18.500 1.3944 0.14133 0.13539 -0.0877 0.0046 1.0000 19.000 1.3907 0.14937 0.14360 -0.0909 0.0046 1.0000 19.500 1.3886 0.15719 0.15159 -0.0943 0.0047 1.0000 20.000 1.3885 0.16467 0.15922 -0.0978 0.0047 1.0000 20.500 1.3907 0.17181 0.16650 -0.1015 0.0048 1.0000 21.000 1.3949 0.17856 0.17342 -0.1052 0.0048 1.0000 21.500 1.4000 0.18512 0.18014 -0.1090 0.0049 1.0000 22.000 1.4059 0.19151 0.18670 -0.1129 0.0050 1.0000 22.500 1.4120 0.19779 0.19317 -0.1169 0.0051 1.0000 23.000 1.4168 0.20446 0.20005 -0.1214 0.0052 1.0000 23.500 1.4181 0.21208 0.20792 -0.1268 0.0054 1.0000 24.000 1.4157 0.22098 0.21709 -0.1335 0.0055 1.0000 24.500 1.4085 0.23162 0.22803 -0.1416 0.0057 1.0000 25.000 1.3977 0.24408 0.24078 -0.1514 0.0059 1.0000 25.500 1.3819 0.25925 0.25625 -0.1632 0.0060 1.0000