XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 400 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3144 0.01024 0.00292 -0.0594 0.6098 0.1025 0.500 0.3706 0.01029 0.00292 -0.0589 0.5903 0.1143 1.000 0.4267 0.01023 0.00286 -0.0584 0.5712 0.1245 1.500 0.4825 0.01012 0.00274 -0.0579 0.5503 0.1327 2.000 0.5381 0.01003 0.00266 -0.0574 0.5276 0.1433 2.500 0.5938 0.01001 0.00260 -0.0569 0.5014 0.1479 3.000 0.6490 0.00995 0.00256 -0.0563 0.4757 0.1532 3.500 0.7045 0.01004 0.00264 -0.0558 0.4503 0.1582 4.000 0.7596 0.01016 0.00279 -0.0553 0.4238 0.1661 4.500 0.8146 0.01030 0.00302 -0.0548 0.3958 0.1954 5.000 0.8692 0.00910 0.00339 -0.0546 0.3679 1.0000 5.500 0.9230 0.00957 0.00373 -0.0539 0.3354 1.0000 6.000 0.9758 0.01016 0.00415 -0.0531 0.2941 1.0000 6.500 1.0281 0.01084 0.00466 -0.0524 0.2504 1.0000 7.000 1.0786 0.01176 0.00536 -0.0515 0.1957 1.0000 7.500 1.1255 0.01320 0.00639 -0.0504 0.1254 1.0000 8.000 1.1729 0.01449 0.00749 -0.0493 0.0926 1.0000 8.500 1.2201 0.01570 0.00867 -0.0481 0.0776 1.0000 9.000 1.2660 0.01699 0.00996 -0.0468 0.0624 1.0000 9.500 1.3118 0.01819 0.01112 -0.0455 0.0455 1.0000 10.000 1.3537 0.01974 0.01267 -0.0438 0.0378 1.0000 10.500 1.3918 0.02153 0.01454 -0.0417 0.0340 1.0000 11.000 1.4256 0.02350 0.01664 -0.0393 0.0308 1.0000 11.500 1.4498 0.02603 0.01931 -0.0361 0.0289 1.0000 12.000 1.4658 0.02863 0.02207 -0.0324 0.0275 1.0000 12.500 1.4696 0.03270 0.02625 -0.0296 0.0260 1.0000 13.000 1.4819 0.03673 0.03053 -0.0288 0.0247 1.0000 13.500 1.4891 0.04164 0.03558 -0.0287 0.0235 1.0000 14.000 1.4885 0.04754 0.04164 -0.0287 0.0225 1.0000 14.500 1.4895 0.05356 0.04794 -0.0294 0.0216 1.0000 15.000 1.4863 0.06018 0.05477 -0.0305 0.0207 1.0000 15.500 1.4812 0.06698 0.06169 -0.0315 0.0200 1.0000 16.000 1.4706 0.07468 0.06959 -0.0329 0.0193 1.0000 16.500 1.4565 0.08408 0.07932 -0.0365 0.0187 1.0000 17.000 1.4415 0.09379 0.08930 -0.0402 0.0181 1.0000 17.500 1.4276 0.10376 0.09948 -0.0445 0.0174 1.0000 18.000 1.4179 0.11241 0.10817 -0.0476 0.0165 1.0000 18.500 1.3934 0.12512 0.12122 -0.0540 0.0163 1.0000 19.000 1.3666 0.13903 0.13547 -0.0617 0.0160 1.0000 19.500 1.3353 0.15437 0.15113 -0.0706 0.0159 1.0000 20.000 1.2983 0.17279 0.16989 -0.0823 0.0156 1.0000