XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 479 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 0.5289 0.00844 0.00337 -0.1056 0.6959 0.9982 0.500 0.5791 0.00859 0.00334 -0.1044 0.6759 1.0000 1.000 0.6230 0.00878 0.00335 -0.1017 0.6530 1.0000 1.500 0.6671 0.00899 0.00339 -0.0990 0.6281 1.0000 2.000 0.7122 0.00922 0.00349 -0.0965 0.6059 1.0000 2.500 0.7574 0.00948 0.00362 -0.0941 0.5831 1.0000 3.000 0.8025 0.00975 0.00381 -0.0917 0.5592 1.0000 3.500 0.8465 0.01004 0.00400 -0.0890 0.5325 1.0000 4.000 0.8890 0.01039 0.00419 -0.0861 0.5031 1.0000 4.500 0.9315 0.01079 0.00449 -0.0833 0.4746 1.0000 5.000 0.9660 0.01136 0.00478 -0.0790 0.4215 1.0000 5.500 1.0029 0.01198 0.00521 -0.0753 0.3773 1.0000 6.000 1.0321 0.01289 0.00572 -0.0703 0.3050 1.0000 6.500 1.0556 0.01419 0.00656 -0.0647 0.2280 1.0000 7.000 1.0799 0.01541 0.00748 -0.0593 0.1749 1.0000 7.500 1.0815 0.01760 0.00902 -0.0505 0.0708 1.0000 8.000 1.0957 0.01938 0.01058 -0.0441 0.0403 1.0000 8.500 1.1230 0.02055 0.01178 -0.0400 0.0348 1.0000 9.000 1.1500 0.02180 0.01310 -0.0361 0.0314 1.0000 9.500 1.1759 0.02319 0.01457 -0.0324 0.0292 1.0000 10.000 1.1998 0.02478 0.01620 -0.0289 0.0246 1.0000 10.500 1.2244 0.02643 0.01797 -0.0258 0.0221 1.0000 11.000 1.2462 0.02840 0.02005 -0.0228 0.0198 1.0000 11.500 1.2642 0.03080 0.02251 -0.0200 0.0110 1.0000 12.000 1.2658 0.03481 0.02656 -0.0170 0.0031 1.0000 12.500 1.2751 0.03849 0.03043 -0.0150 0.0029 1.0000 13.000 1.2825 0.04261 0.03476 -0.0135 0.0028 1.0000 13.500 1.2865 0.04738 0.03974 -0.0126 0.0027 1.0000 14.000 1.2875 0.05273 0.04532 -0.0121 0.0027 1.0000 14.500 1.2865 0.05864 0.05146 -0.0123 0.0027 1.0000 15.000 1.2842 0.06497 0.05801 -0.0129 0.0026 1.0000 15.500 1.2792 0.07203 0.06531 -0.0141 0.0026 1.0000 16.000 1.2735 0.07944 0.07297 -0.0157 0.0026 1.0000 16.500 1.2664 0.08739 0.08115 -0.0179 0.0026 1.0000 17.000 1.2582 0.09573 0.08974 -0.0205 0.0026 1.0000 17.500 1.2486 0.10459 0.09884 -0.0237 0.0026 1.0000 18.000 1.2361 0.11426 0.10879 -0.0276 0.0027 1.0000 18.500 1.2240 0.12417 0.11895 -0.0321 0.0027 1.0000 19.000 1.2101 0.13480 0.12983 -0.0373 0.0027 1.0000 19.500 1.1940 0.14617 0.14146 -0.0433 0.0027 1.0000 20.000 1.1761 0.15834 0.15390 -0.0502 0.0027 1.0000 20.500 1.1540 0.17196 0.16778 -0.0582 0.0027 1.0000 21.000 1.1212 0.18904 0.18516 -0.0684 0.0028 1.0000 21.500 1.0643 0.21559 0.21201 -0.0830 0.0029 1.0000 22.000 1.0580 0.22777 0.22424 -0.0901 0.0030 1.0000 22.500 1.0626 0.23619 0.23269 -0.0953 0.0030 1.0000 23.000 1.0708 0.24321 0.23974 -0.1000 0.0030 1.0000 23.500 1.0810 0.24935 0.24592 -0.1043 0.0030 1.0000 24.000 1.0917 0.25525 0.25187 -0.1085 0.0031 1.0000 24.500 1.1023 0.26108 0.25775 -0.1128 0.0031 1.0000 25.000 1.1126 0.26709 0.26381 -0.1171 0.0031 1.0000 25.500 1.1209 0.27405 0.27086 -0.1219 0.0032 1.0000