XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 462 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 1.1006 0.02344 0.01654 -0.1913 0.3924 0.0273 0.500 1.1570 0.02331 0.01636 -0.1920 0.3814 0.0709 1.000 1.2010 0.02444 0.01742 -0.1897 0.3715 0.0895 2.000 1.2996 0.02609 0.01883 -0.1877 0.3551 0.1347 2.500 1.3535 0.02530 0.01781 -0.1887 0.3478 0.1378 3.000 1.4151 0.02515 0.01751 -0.1904 0.3408 0.1441 3.500 1.4687 0.02481 0.01702 -0.1911 0.3350 0.1478 4.000 1.5264 0.02492 0.01699 -0.1919 0.3286 0.1531 5.000 1.6158 0.02430 0.01610 -0.1897 0.2856 0.1624 5.500 1.6560 0.02448 0.01606 -0.1882 0.2513 0.1663 6.000 1.6792 0.02622 0.01725 -0.1838 0.1955 0.1713 6.500 1.6494 0.03104 0.02146 -0.1735 0.1005 0.1722 7.000 1.6291 0.03638 0.02670 -0.1670 0.0068 0.1739 7.500 1.6495 0.03932 0.02969 -0.1644 0.0062 0.1797 8.000 1.6693 0.04204 0.03256 -0.1632 0.0063 0.1814 8.500 1.6826 0.04590 0.03666 -0.1617 0.0065 0.1852 9.000 1.6912 0.05078 0.04174 -0.1604 0.0068 0.1897 9.500 1.6937 0.05670 0.04794 -0.1599 0.0072 0.1924 10.500 1.6815 0.07234 0.06411 -0.1603 0.0084 0.1988 11.000 1.6705 0.08149 0.07356 -0.1616 0.0092 0.2007 11.500 1.6548 0.09174 0.08412 -0.1633 0.0100 0.2037 12.000 1.6353 0.10293 0.09559 -0.1652 0.0106 0.2075 12.500 1.6161 0.11458 0.10758 -0.1684 0.0112 0.2088 13.000 1.5953 0.12675 0.12009 -0.1721 0.0116 0.2110 13.500 1.5821 0.13752 0.13108 -0.1752 0.0124 0.2168 14.000 1.5820 0.14622 0.14001 -0.1785 0.0144 0.2189 14.500 1.5748 0.15621 0.15025 -0.1826 0.0157 0.2224 15.000 1.5634 0.16703 0.16140 -0.1873 0.0169 0.2272 15.500 1.5740 0.17367 0.16822 -0.1901 0.0200 0.2326 16.000 1.5725 0.18277 0.17754 -0.1945 0.0226 0.2382 16.500 1.5870 0.18847 0.18340 -0.1970 0.0262 0.2478 17.000 1.5899 0.19666 0.19180 -0.2013 0.0286 0.2580 17.500 1.5917 0.20490 0.20013 -0.2062 0.0293 0.2692 18.000 1.6087 0.20946 0.20470 -0.2087 0.0296 0.2927