XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 403 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 0.4505 0.00782 0.00149 -0.0941 0.7339 0.2264 0.500 0.5129 0.00608 0.00149 -0.0959 0.6940 1.0000 1.000 0.5626 0.00635 0.00144 -0.0946 0.6427 1.0000 1.500 0.6124 0.00671 0.00149 -0.0935 0.5966 1.0000 2.000 0.6555 0.00757 0.00163 -0.0911 0.4782 1.0000 2.500 0.6996 0.00859 0.00193 -0.0890 0.3376 1.0000 3.000 0.7329 0.01130 0.00322 -0.0855 0.0102 1.0000 3.500 0.7844 0.01188 0.00397 -0.0841 0.0133 1.0000 4.000 0.8328 0.01303 0.00554 -0.0816 0.0186 1.0000 4.500 0.8797 0.01433 0.00707 -0.0785 0.0322 1.0000 5.000 0.9192 0.01663 0.00944 -0.0740 0.0419 1.0000 5.500 0.9622 0.01992 0.01256 -0.0714 0.0291 1.0000 6.000 0.9982 0.02331 0.01621 -0.0693 0.0076 1.0000 6.500 1.0408 0.02679 0.02012 -0.0669 0.0026 1.0000 7.000 1.0801 0.03170 0.02550 -0.0639 0.0016 1.0000 7.500 1.1178 0.03627 0.03057 -0.0601 0.0013 1.0000 8.000 1.1422 0.04176 0.03658 -0.0555 0.0012 1.0000 8.500 1.1520 0.04769 0.04302 -0.0503 0.0011 1.0000 9.000 1.1454 0.05383 0.04959 -0.0444 0.0010 1.0000 9.500 1.1203 0.05923 0.05532 -0.0369 0.0010 1.0000 10.000 1.0889 0.06542 0.06181 -0.0323 0.0010 1.0000 10.500 1.0576 0.07317 0.06986 -0.0318 0.0010 1.0000 11.000 1.0281 0.08272 0.07969 -0.0348 0.0010 1.0000 11.500 1.0000 0.09464 0.09187 -0.0413 0.0010 1.0000 12.000 0.9736 0.10931 0.10677 -0.0504 0.0011 1.0000 12.500 0.9516 0.12771 0.12533 -0.0618 0.0012 1.0000 13.000 0.9452 0.14512 0.14276 -0.0707 0.0012 1.0000 13.500 0.9450 0.15823 0.15584 -0.0772 0.0013 1.0000 14.000 0.9483 0.16985 0.16744 -0.0829 0.0013 1.0000 14.500 0.9545 0.18055 0.17812 -0.0881 0.0012 1.0000 15.000 0.9628 0.19058 0.18813 -0.0930 0.0012 1.0000 15.500 0.9726 0.20003 0.19756 -0.0978 0.0012 1.0000 16.000 0.9835 0.20901 0.20653 -0.1023 0.0012 1.0000 16.500 0.9952 0.21764 0.21515 -0.1068 0.0011 1.0000 17.000 1.0076 0.22592 0.22342 -0.1111 0.0011 1.0000 17.500 1.0206 0.23391 0.23141 -0.1154 0.0011 1.0000 18.000 1.0339 0.24157 0.23906 -0.1195 0.0010 1.0000 18.500 1.0476 0.24881 0.24629 -0.1234 0.0010 1.0000 19.000 1.0610 0.25631 0.25379 -0.1275 0.0010 1.0000