XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 481 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.7688 0.03293 0.02762 -0.1487 0.5931 0.1165 1.000 0.8154 0.03103 0.02555 -0.1486 0.5731 0.1184 1.500 0.8651 0.02938 0.02370 -0.1486 0.5547 0.1212 2.000 0.9137 0.02787 0.02195 -0.1482 0.5371 0.1247 2.500 0.9572 0.02655 0.02044 -0.1465 0.5199 0.1282 3.500 1.0451 0.02568 0.01920 -0.1423 0.4872 0.1308 4.000 1.0806 0.02489 0.01838 -0.1389 0.4714 0.1312 4.500 1.1201 0.02451 0.01792 -0.1361 0.4563 0.1317 5.000 1.1597 0.02436 0.01759 -0.1332 0.4409 0.1322 5.500 1.1952 0.02418 0.01741 -0.1295 0.4265 0.1324 6.000 1.2335 0.02415 0.01728 -0.1264 0.4133 0.1327 6.500 1.2684 0.02417 0.01723 -0.1226 0.3989 0.1329 7.000 1.3033 0.02427 0.01730 -0.1188 0.3854 0.1332 7.500 1.3370 0.02458 0.01749 -0.1149 0.3720 0.1335 8.000 1.3698 0.02490 0.01784 -0.1108 0.3590 0.1337 8.500 1.4013 0.02552 0.01839 -0.1065 0.3460 0.1338 9.500 1.4565 0.02652 0.01937 -0.0974 0.3185 0.1341 10.000 1.4780 0.02703 0.01987 -0.0924 0.3040 0.1342 10.500 1.4944 0.02795 0.02075 -0.0868 0.2857 0.1345 11.000 1.5094 0.02918 0.02194 -0.0813 0.2667 0.1348 11.500 1.5227 0.03072 0.02348 -0.0760 0.2477 0.1352 12.000 1.5336 0.03264 0.02535 -0.0708 0.2304 0.1357 12.500 1.5419 0.03497 0.02763 -0.0658 0.2153 0.1362 13.000 1.5550 0.03729 0.03000 -0.0617 0.2046 0.1369 13.500 1.5633 0.04033 0.03305 -0.0576 0.1947 0.1374 14.000 1.5682 0.04373 0.03644 -0.0540 0.1855 0.1376 14.500 1.5772 0.04668 0.03950 -0.0512 0.1778 0.1379 15.000 1.5828 0.05032 0.04320 -0.0487 0.1713 0.1384 15.500 1.5892 0.05419 0.04718 -0.0466 0.1651 0.1391 16.000 1.5958 0.05832 0.05145 -0.0450 0.1590 0.1403 16.500 1.5972 0.06322 0.05633 -0.0435 0.1527 0.1412 17.500 1.5972 0.07387 0.06725 -0.0427 0.1390 0.1420 18.000 1.5968 0.07974 0.07338 -0.0432 0.1314 0.1428 18.500 1.5922 0.08618 0.07990 -0.0438 0.1252 0.1436 19.000 1.5877 0.09290 0.08678 -0.0449 0.1177 0.1451 19.500 1.5823 0.09979 0.09377 -0.0463 0.1116 0.1456 20.000 1.5783 0.10657 0.10070 -0.0482 0.1065 0.1463 20.500 1.5729 0.11361 0.10786 -0.0504 0.1012 0.1477 21.000 1.5641 0.12112 0.11545 -0.0530 0.0961 0.1492 21.500 1.5609 0.12763 0.12207 -0.0552 0.0925 0.1505 22.000 1.5571 0.13482 0.12937 -0.0587 0.0882 0.1519 22.500 1.5539 0.14100 0.13561 -0.0611 0.0847 0.1554 23.000 1.5524 0.14808 0.14288 -0.0652 0.0811 0.1570 23.500 1.5560 0.15348 0.14826 -0.0680 0.0779 0.1607 24.000 1.5511 0.16077 0.15580 -0.0724 0.0749 0.1630 24.500 1.5482 0.16714 0.16230 -0.0760 0.0725 0.1680 25.000 1.5463 0.17401 0.16925 -0.0808 0.0688 0.1722 25.500 1.5355 0.18186 0.17733 -0.0858 0.0658 0.1780 26.000 1.5331 0.18822 0.18373 -0.0902 0.0626 0.1893 26.500 1.5176 0.19690 0.19268 -0.0961 0.0600 0.1998 27.000 1.5049 0.20500 0.20094 -0.1019 0.0570 0.2191 27.500 1.4846 0.21480 0.21092 -0.1091 0.0534 0.2238 28.000 1.4709 0.22331 0.21952 -0.1155 0.0497 0.2348 28.500 1.4337 0.23681 0.23326 -0.1256 0.0446 0.2262 29.000 1.3718 0.25661 0.25332 -0.1396 0.0407 0.1893 29.500 1.3651 0.26480 0.26156 -0.1462 0.0365 0.2017 30.000 1.3701 0.27029 0.26707 -0.1513 0.0320 0.2251 30.500 1.3835 0.27330 0.27002 -0.1548 0.0298 0.2552