XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 480 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 0.5766 0.01250 0.00462 -0.1171 0.6762 0.0795 0.500 0.6288 0.01224 0.00431 -0.1160 0.6608 0.0843 1.000 0.6802 0.01193 0.00404 -0.1148 0.6451 0.0931 1.500 0.7310 0.01156 0.00392 -0.1136 0.6284 0.1604 2.000 0.8136 0.00980 0.00410 -0.1196 0.6096 1.0000 2.500 0.8625 0.01002 0.00415 -0.1179 0.5912 1.0000 3.000 0.9114 0.01030 0.00426 -0.1162 0.5733 1.0000 3.500 0.9594 0.01060 0.00448 -0.1145 0.5542 1.0000 4.000 1.0007 0.01091 0.00458 -0.1113 0.5172 1.0000 4.500 1.0324 0.01149 0.00475 -0.1064 0.4481 1.0000 5.000 1.0616 0.01246 0.00526 -0.1015 0.3709 1.0000 5.500 1.0863 0.01378 0.00603 -0.0961 0.2875 1.0000 6.000 1.1139 0.01497 0.00689 -0.0914 0.2319 1.0000 6.500 1.1167 0.01721 0.00845 -0.0829 0.1272 1.0000 7.000 1.1063 0.02050 0.01103 -0.0734 0.0089 1.0000 7.500 1.1390 0.02158 0.01217 -0.0704 0.0066 1.0000 8.000 1.1691 0.02289 0.01361 -0.0672 0.0059 1.0000 8.500 1.1970 0.02443 0.01527 -0.0641 0.0058 1.0000 9.000 1.2227 0.02624 0.01723 -0.0610 0.0057 1.0000 9.500 1.2459 0.02835 0.01952 -0.0581 0.0057 1.0000 10.000 1.2651 0.03093 0.02229 -0.0552 0.0058 1.0000 10.500 1.2810 0.03394 0.02551 -0.0526 0.0059 1.0000 11.000 1.2936 0.03741 0.02923 -0.0501 0.0060 1.0000 11.500 1.3030 0.04137 0.03340 -0.0480 0.0062 1.0000 12.000 1.3095 0.04586 0.03812 -0.0461 0.0064 1.0000 12.500 1.3143 0.05079 0.04326 -0.0448 0.0066 1.0000 13.000 1.3160 0.05640 0.04911 -0.0440 0.0069 1.0000 13.500 1.3157 0.06259 0.05551 -0.0437 0.0071 1.0000 14.000 1.3131 0.06940 0.06256 -0.0440 0.0073 1.0000 14.500 1.3082 0.07686 0.07025 -0.0447 0.0078 1.0000 15.000 1.3016 0.08478 0.07840 -0.0459 0.0081 1.0000 15.500 1.2952 0.09284 0.08672 -0.0475 0.0083 1.0000 16.000 1.2904 0.10076 0.09484 -0.0490 0.0088 1.0000 16.500 1.2893 0.10808 0.10234 -0.0505 0.0093 1.0000 17.000 1.2920 0.11459 0.10901 -0.0516 0.0097 1.0000 17.500 1.3023 0.11912 0.11368 -0.0511 0.0103 1.0000 18.000 1.3112 0.12543 0.12014 -0.0535 0.0108 1.0000 18.500 1.3179 0.13201 0.12696 -0.0560 0.0115 1.0000 19.000 1.3247 0.13853 0.13398 -0.0576 0.0135 1.0000 19.500 1.3159 0.14798 0.14382 -0.0618 0.0147 1.0000 20.000 1.2991 0.15943 0.15561 -0.0682 0.0153 1.0000 20.500 1.0495 0.17364 0.17064 -0.0758 0.0124 1.0000 21.000 1.0171 0.18668 0.18399 -0.0840 0.0124 1.0000 21.500 0.9680 0.20553 0.20318 -0.0949 0.0123 1.0000