XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 476 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 0.5063 0.01310 0.00518 -0.1006 0.6297 0.1793 0.500 0.5594 0.01313 0.00518 -0.0998 0.6193 0.1998 1.000 0.6062 0.01299 0.00518 -0.0977 0.6086 0.2201 1.500 0.6576 0.01295 0.00512 -0.0965 0.5970 0.2481 2.000 0.6999 0.01258 0.00523 -0.0937 0.5859 0.3493 2.500 0.9096 0.01171 0.00568 -0.1258 0.5712 1.0000 3.000 0.9506 0.01188 0.00585 -0.1226 0.5597 1.0000 3.500 0.9954 0.01210 0.00595 -0.1202 0.5490 1.0000 4.000 1.0373 0.01238 0.00623 -0.1172 0.5385 1.0000 4.500 1.0796 0.01259 0.00638 -0.1143 0.5276 1.0000 5.000 1.1198 0.01288 0.00667 -0.1110 0.5162 1.0000 5.500 1.1594 0.01312 0.00684 -0.1076 0.5039 1.0000 6.000 1.1939 0.01339 0.00716 -0.1032 0.4902 1.0000 6.500 1.2201 0.01363 0.00734 -0.0971 0.4687 1.0000 7.000 1.2419 0.01402 0.00765 -0.0902 0.4462 1.0000 7.500 1.2575 0.01447 0.00805 -0.0823 0.4262 1.0000 8.000 1.2689 0.01509 0.00860 -0.0739 0.3996 1.0000 8.500 1.2800 0.01601 0.00941 -0.0662 0.3654 1.0000 9.000 1.2862 0.01741 0.01064 -0.0584 0.3193 1.0000 9.500 1.2778 0.01991 0.01284 -0.0499 0.2652 1.0000 10.000 1.2791 0.02258 0.01537 -0.0437 0.2371 1.0000 10.500 1.2849 0.02539 0.01811 -0.0389 0.2148 1.0000 11.000 1.2936 0.02831 0.02099 -0.0351 0.1958 1.0000 11.500 1.3053 0.03125 0.02394 -0.0320 0.1806 1.0000 12.000 1.3175 0.03436 0.02706 -0.0293 0.1654 1.0000 12.500 1.3280 0.03778 0.03049 -0.0270 0.1484 1.0000 13.000 1.3353 0.04167 0.03437 -0.0249 0.1317 1.0000 13.500 1.3285 0.04707 0.03961 -0.0228 0.1024 1.0000 14.000 1.3264 0.05224 0.04472 -0.0213 0.0796 1.0000 14.500 1.3265 0.05739 0.04986 -0.0201 0.0662 1.0000 15.000 1.3250 0.06291 0.05539 -0.0192 0.0572 1.0000 15.500 1.3305 0.06783 0.06041 -0.0187 0.0537 1.0000 16.000 1.3315 0.07344 0.06611 -0.0185 0.0482 1.0000 16.500 1.3329 0.07911 0.07189 -0.0185 0.0427 1.0000 17.000 1.3356 0.08478 0.07769 -0.0188 0.0397 1.0000 17.500 1.3377 0.09064 0.08368 -0.0194 0.0363 1.0000 18.000 1.3395 0.09660 0.08978 -0.0202 0.0334 1.0000 18.500 1.3356 0.10345 0.09671 -0.0214 0.0269 1.0000 19.000 1.3246 0.11144 0.10477 -0.0233 0.0182 1.0000 19.500 1.2978 0.12203 0.11539 -0.0265 0.0068 1.0000 20.000 1.2814 0.13139 0.12492 -0.0298 0.0052 1.0000 20.500 1.2714 0.13990 0.13362 -0.0331 0.0048 1.0000 22.000 1.2485 0.16531 0.15961 -0.0454 0.0045 1.0000 22.500 1.2419 0.17383 0.16832 -0.0501 0.0044 1.0000 23.000 1.2351 0.18253 0.17721 -0.0553 0.0044 1.0000 23.500 1.2253 0.19209 0.18699 -0.0612 0.0043 1.0000 24.000 1.2192 0.20103 0.19611 -0.0669 0.0043 1.0000 24.500 1.2109 0.21067 0.20595 -0.0733 0.0044 1.0000 25.000 1.1962 0.22224 0.21775 -0.0810 0.0044 1.0000 25.500 1.1766 0.23570 0.23145 -0.0899 0.0044 1.0000 26.000 1.1613 0.24877 0.24472 -0.0985 0.0045 1.0000 27.000 1.1575 0.26768 0.26383 -0.1116 0.0046 1.0000 27.500 1.1638 0.27434 0.27055 -0.1167 0.0046 1.0000 28.000 1.1724 0.28004 0.27630 -0.1215 0.0046 1.0000 28.500 1.1827 0.28487 0.28117 -0.1258 0.0046 1.0000 29.000 1.1935 0.28939 0.28572 -0.1301 0.0046 1.0000 29.500 1.2054 0.29329 0.28967 -0.1342 0.0045 1.0000 30.000 1.2164 0.29731 0.29373 -0.1383 0.0046 1.0000 30.500 1.2278 0.30112 0.29760 -0.1425 0.0045 1.0000 31.000 1.2386 0.30484 0.30138 -0.1466 0.0046 1.0000 31.500 1.2476 0.30929 0.30590 -0.1513 0.0046 1.0000 32.000 1.2555 0.31393 0.31062 -0.1560 0.0046 1.0000