XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 491 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 0.2320 0.00914 0.00244 -0.0379 0.9263 0.0858 0.500 0.3066 0.00860 0.00189 -0.0415 0.8922 0.1256 1.000 0.4406 0.00654 0.00181 -0.0587 0.8182 1.0000 1.500 0.4815 0.00716 0.00166 -0.0545 0.6619 1.0000 2.000 0.5228 0.00785 0.00174 -0.0513 0.5443 1.0000 2.500 0.5681 0.00838 0.00194 -0.0490 0.4822 1.0000 3.000 0.6039 0.00977 0.00212 -0.0454 0.2512 1.0000 3.500 0.6404 0.01180 0.00294 -0.0423 0.0316 1.0000 4.000 0.6890 0.01219 0.00344 -0.0407 0.0277 1.0000 4.500 0.7354 0.01296 0.00393 -0.0386 0.0091 1.0000 5.000 0.7844 0.01340 0.00471 -0.0368 0.0083 1.0000 5.500 0.8318 0.01420 0.00599 -0.0344 0.0095 1.0000 6.000 0.8724 0.01606 0.00837 -0.0307 0.0104 1.0000 6.500 0.9054 0.01906 0.01166 -0.0257 0.0117 1.0000 7.000 0.9422 0.02494 0.01806 -0.0205 0.0154 1.0000 7.500 0.9852 0.03616 0.03055 -0.0136 0.0408 1.0000 8.500 0.9975 0.05163 0.04753 -0.0028 0.0365 1.0000 9.000 0.9826 0.05920 0.05571 0.0019 0.0347 1.0000 9.500 0.9490 0.06641 0.06325 0.0058 0.0341 1.0000 10.000 0.9080 0.07608 0.07316 0.0012 0.0336 1.0000 10.500 0.8758 0.09224 0.08943 -0.0129 0.0323 1.0000 11.000 0.8592 0.10649 0.10364 -0.0211 0.0313 1.0000 11.500 0.8471 0.11932 0.11641 -0.0273 0.0309 1.0000 12.000 0.8464 0.12821 0.12529 -0.0300 0.0299 1.0000 12.500 0.8449 0.13856 0.13561 -0.0330 0.0293 1.0000 13.000 0.8369 0.15177 0.14876 -0.0383 0.0287 1.0000 13.500 0.8409 0.16220 0.15914 -0.0431 0.0286 1.0000 14.000 0.8465 0.17178 0.16870 -0.0488 0.0282 1.0000 14.500 0.8514 0.18116 0.17805 -0.0555 0.0263 1.0000 15.000 0.8613 0.18933 0.18620 -0.0597 0.0240 1.0000 15.500 0.8723 0.19756 0.19441 -0.0635 0.0229 1.0000 16.000 0.8859 0.20443 0.20129 -0.0665 0.0211 1.0000 16.500 0.9025 0.21189 0.20875 -0.0682 0.0201 1.0000