XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 404 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 0.4864 0.01176 0.00391 -0.0824 0.4848 0.1138 0.500 0.5404 0.01180 0.00380 -0.0817 0.4601 0.1185 1.000 0.5938 0.01172 0.00366 -0.0809 0.4404 0.1249 1.500 0.6485 0.01172 0.00364 -0.0803 0.4249 0.1323 2.500 0.7574 0.01184 0.00384 -0.0793 0.4006 0.1741 3.000 0.8237 0.01033 0.00427 -0.0817 0.3896 1.0000 3.500 0.8768 0.01056 0.00444 -0.0808 0.3807 1.0000 4.000 0.9285 0.01096 0.00470 -0.0798 0.3711 1.0000 4.500 0.9812 0.01131 0.00501 -0.0789 0.3631 1.0000 5.000 1.0340 0.01161 0.00528 -0.0781 0.3547 1.0000 5.500 1.0846 0.01210 0.00565 -0.0771 0.3440 1.0000 6.000 1.1374 0.01232 0.00593 -0.0764 0.3344 1.0000 6.500 1.1872 0.01269 0.00621 -0.0753 0.3166 1.0000 7.000 1.2362 0.01313 0.00656 -0.0741 0.2981 1.0000 7.500 1.2842 0.01364 0.00700 -0.0728 0.2760 1.0000 8.000 1.3236 0.01467 0.00770 -0.0704 0.2223 1.0000 8.500 1.3560 0.01617 0.00888 -0.0672 0.1781 1.0000 9.000 1.3902 0.01733 0.00996 -0.0641 0.1628 1.0000 9.500 1.4197 0.01861 0.01120 -0.0604 0.1488 1.0000 10.000 1.4487 0.01999 0.01254 -0.0570 0.1383 1.0000 10.500 1.4792 0.02135 0.01393 -0.0542 0.1289 1.0000 11.000 1.5081 0.02290 0.01552 -0.0515 0.1200 1.0000 11.500 1.5290 0.02512 0.01769 -0.0486 0.1044 1.0000 12.000 1.5320 0.02897 0.02136 -0.0452 0.0703 1.0000 12.500 1.5282 0.03399 0.02636 -0.0427 0.0549 1.0000 13.000 1.5338 0.03859 0.03108 -0.0415 0.0499 1.0000 13.500 1.5338 0.04403 0.03663 -0.0408 0.0447 1.0000 14.000 1.5317 0.04993 0.04267 -0.0404 0.0406 1.0000 14.500 1.5274 0.05633 0.04920 -0.0405 0.0363 1.0000 15.000 1.5164 0.06386 0.05687 -0.0412 0.0308 1.0000 15.500 1.4735 0.07601 0.06907 -0.0433 0.0140 1.0000 16.000 1.4361 0.08801 0.08126 -0.0460 0.0049 1.0000 16.500 1.4194 0.09733 0.09076 -0.0482 0.0039 1.0000 17.000 1.4064 0.10621 0.09983 -0.0505 0.0036 1.0000 17.500 1.3952 0.11497 0.10876 -0.0532 0.0034 1.0000 18.000 1.3855 0.12359 0.11756 -0.0560 0.0033 1.0000 18.500 1.3773 0.13213 0.12628 -0.0591 0.0032 1.0000 19.000 1.3698 0.14069 0.13501 -0.0626 0.0032 1.0000 19.500 1.3625 0.14936 0.14385 -0.0665 0.0031 1.0000 20.000 1.3555 0.15817 0.15283 -0.0709 0.0031 1.0000 20.500 1.3489 0.16710 0.16194 -0.0757 0.0030 1.0000 21.000 1.3430 0.17605 0.17106 -0.0808 0.0030 1.0000 21.500 1.3373 0.18511 0.18029 -0.0863 0.0030 1.0000 22.000 1.3320 0.19430 0.18966 -0.0922 0.0030 1.0000 22.500 1.3268 0.20368 0.19920 -0.0985 0.0030 1.0000 24.000 1.3143 0.23219 0.22821 -0.1189 0.0030 1.0000 24.500 1.3094 0.24228 0.23847 -0.1264 0.0031 1.0000 25.000 1.3043 0.25280 0.24916 -0.1343 0.0031 1.0000 25.500 1.2982 0.26408 0.26059 -0.1427 0.0031 1.0000 26.000 1.2966 0.27427 0.27091 -0.1505 0.0031 1.0000 26.500 1.3010 0.28246 0.27918 -0.1571 0.0032 1.0000 27.000 1.3092 0.28912 0.28589 -0.1629 0.0032 1.0000 27.500 1.3202 0.29452 0.29132 -0.1681 0.0032 1.0000 28.000 1.3324 0.29923 0.29605 -0.1729 0.0032 1.0000 28.500 1.3457 0.30327 0.30010 -0.1775 0.0032 1.0000 29.000 1.3588 0.30720 0.30405 -0.1820 0.0032 1.0000 29.500 1.3718 0.31103 0.30790 -0.1866 0.0032 1.0000 30.000 1.3847 0.31467 0.31157 -0.1911 0.0032 1.0000 30.500 1.3968 0.31851 0.31545 -0.1959 0.0033 1.0000 31.000 1.4087 0.32228 0.31927 -0.2007 0.0033 1.0000 31.500 1.4199 0.32611 0.32316 -0.2056 0.0033 1.0000 32.000 1.4306 0.33000 0.32711 -0.2107 0.0034 1.0000 32.500 1.4403 0.33413 0.33132 -0.2160 0.0034 1.0000 33.000 1.4484 0.33878 0.33606 -0.2216 0.0035 1.0000 33.500 1.4546 0.34414 0.34154 -0.2278 0.0035 1.0000 34.000 1.4566 0.35156 0.34913 -0.2353 0.0037 1.0000 34.500 1.4504 0.36383 0.36163 -0.2453 0.0039 1.0000