XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 402 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.6509 0.00263 -0.00477 -0.0938 0.5372 0.0345 1.500 0.7029 0.00268 -0.00473 -0.0933 0.5087 0.0495 2.000 0.7540 0.00260 -0.00490 -0.0925 0.4730 0.0530 2.500 0.8048 0.00259 -0.00502 -0.0918 0.4347 0.0605 3.000 0.8560 0.00207 -0.00393 -0.0917 0.4004 1.0000 3.500 0.9058 0.00222 -0.00401 -0.0908 0.3761 1.0000 4.000 0.9553 0.00240 -0.00399 -0.0901 0.3583 1.0000 4.500 1.0007 0.00269 -0.00413 -0.0888 0.2959 1.0000 5.000 1.0479 0.00297 -0.00413 -0.0877 0.2434 1.0000 5.500 1.0805 0.00411 -0.00360 -0.0847 0.1016 1.0000 6.000 1.1150 0.00536 -0.00272 -0.0817 0.0058 1.0000 6.500 1.1606 0.00584 -0.00212 -0.0801 0.0070 1.0000 7.000 1.2044 0.00644 -0.00135 -0.0782 0.0084 1.0000 7.500 1.2409 0.00753 0.00002 -0.0751 0.0084 1.0000 8.000 1.2664 0.00920 0.00193 -0.0706 0.0083 1.0000 8.500 1.2741 0.01121 0.00417 -0.0636 0.0079 1.0000 9.000 1.2650 0.01358 0.00675 -0.0551 0.0076 1.0000 9.500 1.2504 0.01718 0.01056 -0.0487 0.0074 1.0000 10.000 1.2370 0.02260 0.01616 -0.0449 0.0071 1.0000 10.500 1.2382 0.02921 0.02276 -0.0417 0.0067 1.0000 12.000 1.3305 0.05555 0.04957 -0.0361 0.0010 1.0000 12.500 1.3061 0.06245 0.05693 -0.0361 0.0010 1.0000 13.000 1.2874 0.07053 0.06542 -0.0378 0.0010 1.0000 13.500 1.2692 0.07981 0.07509 -0.0409 0.0009 1.0000 14.000 1.2504 0.09042 0.08606 -0.0452 0.0009 1.0000 14.500 1.2301 0.10237 0.09836 -0.0510 0.0009 1.0000 15.000 1.2093 0.11542 0.11173 -0.0579 0.0009 1.0000 15.500 1.1887 0.12937 0.12598 -0.0659 0.0009 1.0000 16.000 1.1690 0.14390 0.14078 -0.0746 0.0009 1.0000 16.500 1.1514 0.15878 0.15589 -0.0837 0.0009 1.0000 17.000 1.1359 0.17399 0.17130 -0.0931 0.0009 1.0000 17.500 1.1246 0.18880 0.18625 -0.1020 0.0010 1.0000 18.000 1.1189 0.20266 0.20020 -0.1099 0.0010 1.0000