XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 482 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 0.9834 0.01494 0.00653 -0.1974 0.5379 0.0951 0.500 1.0393 0.01498 0.00656 -0.1976 0.5295 0.1110 1.000 1.0965 0.01472 0.00685 -0.1985 0.5213 0.3205 1.500 1.1503 0.01502 0.00718 -0.1982 0.5129 0.4086 2.000 1.2023 0.01527 0.00754 -0.1978 0.5045 0.4603 2.500 1.2541 0.01553 0.00798 -0.1973 0.4964 0.5325 3.000 1.3059 0.01575 0.00839 -0.1969 0.4886 0.6433 3.500 1.3513 0.01559 0.00870 -0.1949 0.4806 1.0000 4.000 1.4007 0.01610 0.00914 -0.1941 0.4722 1.0000 4.500 1.4497 0.01663 0.00957 -0.1933 0.4642 1.0000 5.000 1.4998 0.01717 0.00999 -0.1927 0.4568 1.0000 5.500 1.5415 0.01772 0.01057 -0.1907 0.4479 1.0000 6.000 1.5613 0.01812 0.01092 -0.1847 0.4315 1.0000 6.500 1.5891 0.01882 0.01163 -0.1804 0.4204 1.0000 7.000 1.5878 0.02012 0.01286 -0.1721 0.3929 1.0000 7.500 1.5975 0.02204 0.01465 -0.1666 0.3684 1.0000 8.000 1.6129 0.02421 0.01675 -0.1626 0.3474 1.0000 8.500 1.6292 0.02665 0.01914 -0.1591 0.3290 1.0000 9.000 1.6402 0.02967 0.02213 -0.1555 0.3089 1.0000 9.500 1.6184 0.03554 0.02773 -0.1500 0.2606 1.0000 10.000 1.5910 0.04279 0.03473 -0.1454 0.2102 1.0000 10.500 1.5679 0.05051 0.04233 -0.1422 0.1723 1.0000 11.000 1.4905 0.06558 0.05709 -0.1391 0.0973 1.0000 11.500 1.4493 0.07772 0.06918 -0.1384 0.0456 1.0000 12.000 1.4266 0.08801 0.07949 -0.1386 0.0056 1.0000 12.500 1.4318 0.09454 0.08616 -0.1389 0.0048 1.0000 13.000 1.4377 0.10100 0.09277 -0.1393 0.0044 1.0000 13.500 1.4431 0.10761 0.09955 -0.1400 0.0041 1.0000 14.000 1.4489 0.11419 0.10630 -0.1410 0.0040 1.0000 14.500 1.4544 0.12083 0.11316 -0.1421 0.0039 1.0000 15.000 1.4596 0.12754 0.12004 -0.1435 0.0038 1.0000 15.500 1.4644 0.13428 0.12697 -0.1451 0.0038 1.0000 16.000 1.4687 0.14110 0.13398 -0.1470 0.0038 1.0000 16.500 1.4728 0.14794 0.14101 -0.1492 0.0038 1.0000 17.000 1.4765 0.15483 0.14808 -0.1516 0.0039 1.0000 17.500 1.4790 0.16189 0.15532 -0.1543 0.0039 1.0000 18.000 1.4809 0.16906 0.16272 -0.1574 0.0039 1.0000 18.500 1.4822 0.17632 0.17016 -0.1607 0.0040 1.0000 19.000 1.4830 0.18368 0.17769 -0.1644 0.0041 1.0000 19.500 1.4843 0.19091 0.18508 -0.1682 0.0041 1.0000 20.000 1.4862 0.19791 0.19223 -0.1721 0.0042 1.0000 20.500 1.4906 0.20440 0.19885 -0.1758 0.0043 1.0000 21.000 1.4969 0.21036 0.20492 -0.1794 0.0045 1.0000 21.500 1.5069 0.21540 0.21007 -0.1825 0.0046 1.0000 22.000 1.5205 0.21943 0.21418 -0.1851 0.0049 1.0000 22.500 1.5378 0.22242 0.21723 -0.1871 0.0051 1.0000 23.000 1.5596 0.22406 0.21893 -0.1882 0.0054 1.0000 23.500 1.5930 0.22211 0.21700 -0.1869 0.0058 1.0000 24.000 1.6148 0.22380 0.21876 -0.1882 0.0062 1.0000 24.500 1.6268 0.22821 0.22333 -0.1915 0.0066 1.0000