XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 481A 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 0.4438 0.01338 0.00538 -0.1007 0.6348 0.1201 0.500 0.4874 0.01369 0.00559 -0.0977 0.6125 0.1391 1.000 0.5313 0.01387 0.00572 -0.0949 0.5929 0.1545 1.500 0.5772 0.01402 0.00575 -0.0926 0.5731 0.1680 2.000 0.6112 0.01415 0.00584 -0.0878 0.5544 0.1778 2.500 0.6513 0.01418 0.00591 -0.0843 0.5374 0.1885 3.000 0.6932 0.01431 0.00597 -0.0813 0.5209 0.2007 3.500 0.7297 0.01446 0.00617 -0.0771 0.5053 0.2127 4.000 0.7690 0.01462 0.00632 -0.0736 0.4890 0.2262 4.500 0.8036 0.01479 0.00656 -0.0691 0.4738 0.2435 6.000 1.0800 0.01555 0.00868 -0.0942 0.4185 1.0000 6.500 1.1176 0.01604 0.00917 -0.0907 0.4053 1.0000 7.000 1.1451 0.01668 0.00970 -0.0854 0.3851 1.0000 7.500 1.1751 0.01742 0.01032 -0.0808 0.3672 1.0000 8.000 1.2015 0.01829 0.01108 -0.0758 0.3467 1.0000 8.500 1.2270 0.01928 0.01197 -0.0709 0.3243 1.0000 9.000 1.2574 0.02022 0.01290 -0.0670 0.3067 1.0000 9.500 1.2837 0.02139 0.01403 -0.0627 0.2866 1.0000 10.000 1.3042 0.02290 0.01543 -0.0579 0.2620 1.0000 10.500 1.3254 0.02453 0.01699 -0.0534 0.2349 1.0000 11.000 1.3424 0.02651 0.01889 -0.0489 0.2125 1.0000 11.500 1.3533 0.02901 0.02129 -0.0441 0.1899 1.0000 12.000 1.3601 0.03202 0.02421 -0.0395 0.1698 1.0000 12.500 1.3716 0.03492 0.02714 -0.0358 0.1595 1.0000 13.000 1.3797 0.03831 0.03055 -0.0325 0.1491 1.0000 13.500 1.3901 0.04177 0.03407 -0.0298 0.1368 1.0000 14.000 1.3997 0.04548 0.03786 -0.0276 0.1259 1.0000 14.500 1.4010 0.05022 0.04261 -0.0257 0.1080 1.0000 15.000 1.3863 0.05688 0.04920 -0.0241 0.0857 1.0000 15.500 1.3724 0.06382 0.05617 -0.0232 0.0745 1.0000 16.000 1.3617 0.07068 0.06313 -0.0228 0.0655 1.0000 16.500 1.3578 0.07693 0.06951 -0.0228 0.0618 1.0000 17.000 1.3482 0.08407 0.07677 -0.0233 0.0534 1.0000 17.500 1.3408 0.09110 0.08392 -0.0241 0.0479 1.0000 18.000 1.3078 0.10185 0.09466 -0.0263 0.0287 1.0000 18.500 1.2628 0.11479 0.10764 -0.0297 0.0089 1.0000 19.000 1.2505 0.12324 0.11626 -0.0322 0.0075 1.0000 19.500 1.2471 0.13038 0.12357 -0.0345 0.0074 1.0000 20.000 1.2394 0.13827 0.13164 -0.0374 0.0070 1.0000 20.500 1.2346 0.14575 0.13929 -0.0404 0.0069 1.0000 21.000 1.2279 0.15366 0.14737 -0.0439 0.0067 1.0000 21.500 1.2230 0.16134 0.15523 -0.0476 0.0067 1.0000 22.000 1.2146 0.16973 0.16381 -0.0519 0.0064 1.0000 22.500 1.2092 0.17764 0.17189 -0.0562 0.0064 1.0000 23.000 1.2020 0.18604 0.18049 -0.0611 0.0064 1.0000 23.500 1.1942 0.19470 0.18933 -0.0662 0.0064 1.0000 24.000 1.1879 0.20317 0.19798 -0.0715 0.0065 1.0000 24.500 1.1789 0.21238 0.20738 -0.0774 0.0065 1.0000 25.000 1.1651 0.22290 0.21810 -0.0842 0.0064 1.0000 25.500 1.1572 0.23223 0.22759 -0.0903 0.0065 1.0000 26.000 1.1534 0.24068 0.23618 -0.0961 0.0066 1.0000 26.500 1.1499 0.24922 0.24483 -0.1019 0.0065 1.0000 27.000 1.1544 0.25549 0.25118 -0.1065 0.0066 1.0000 27.500 1.1614 0.26095 0.25671 -0.1108 0.0067 1.0000 28.000 1.1707 0.26560 0.26137 -0.1147 0.0066 1.0000 28.500 1.1831 0.26908 0.26488 -0.1180 0.0066 1.0000 29.000 1.1952 0.27261 0.26844 -0.1215 0.0066 1.0000 29.500 1.2120 0.27438 0.27019 -0.1240 0.0065 1.0000 30.000 1.2277 0.27637 0.27219 -0.1268 0.0065 1.0000 30.500 1.2419 0.27878 0.27462 -0.1298 0.0066 1.0000 31.000 1.2546 0.28150 0.27737 -0.1330 0.0066 1.0000 31.500 1.2685 0.28364 0.27955 -0.1361 0.0066 1.0000 32.000 1.2797 0.28652 0.28249 -0.1396 0.0066 1.0000 32.500 1.2880 0.29020 0.28627 -0.1436 0.0068 1.0000 33.000 1.2965 0.29362 0.28978 -0.1476 0.0068 1.0000 33.500 1.3027 0.29771 0.29399 -0.1521 0.0070 1.0000 34.000 1.3041 0.30309 0.29954 -0.1573 0.0071 1.0000 34.500 1.2972 0.31134 0.30802 -0.1642 0.0074 1.0000