XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 407 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 0.4591 0.01205 0.00480 -0.0832 0.6617 0.0398 0.500 0.5095 0.01119 0.00383 -0.0816 0.6477 0.0387 1.000 0.5577 0.01060 0.00315 -0.0796 0.6337 0.0386 1.500 0.6044 0.01018 0.00269 -0.0773 0.6181 0.0413 2.000 0.6522 0.01002 0.00256 -0.0752 0.6018 0.0652 3.000 0.9036 0.00879 0.00323 -0.1074 0.5310 1.0000 3.500 0.9448 0.00916 0.00338 -0.1042 0.4816 1.0000 4.000 0.9839 0.00975 0.00369 -0.1007 0.4333 1.0000 4.500 1.0203 0.01050 0.00411 -0.0969 0.3793 1.0000 5.000 1.0613 0.01104 0.00454 -0.0939 0.3524 1.0000 5.500 1.1026 0.01154 0.00496 -0.0910 0.3281 1.0000 6.000 1.1406 0.01217 0.00541 -0.0876 0.2925 1.0000 6.500 1.1667 0.01340 0.00609 -0.0822 0.2070 1.0000 7.000 1.1704 0.01586 0.00766 -0.0730 0.0762 1.0000 8.000 1.1989 0.01867 0.01015 -0.0578 0.0037 1.0000 8.500 1.2254 0.01953 0.01111 -0.0526 0.0035 1.0000 9.000 1.2511 0.02051 0.01222 -0.0477 0.0034 1.0000 9.500 1.2734 0.02178 0.01367 -0.0424 0.0033 1.0000 10.000 1.2925 0.02335 0.01546 -0.0371 0.0032 1.0000 10.500 1.3099 0.02516 0.01745 -0.0322 0.0033 1.0000 11.000 1.3257 0.02725 0.01972 -0.0277 0.0033 1.0000 11.500 1.3352 0.03010 0.02278 -0.0234 0.0034 1.0000 12.000 1.3418 0.03354 0.02644 -0.0197 0.0035 1.0000 12.500 1.3446 0.03766 0.03078 -0.0167 0.0036 1.0000 13.000 1.3455 0.04232 0.03567 -0.0146 0.0037 1.0000 13.500 1.3410 0.04796 0.04159 -0.0131 0.0038 1.0000 14.000 1.3344 0.05418 0.04804 -0.0124 0.0039 1.0000 14.500 1.3130 0.06273 0.05690 -0.0123 0.0043 1.0000 15.000 1.3014 0.07048 0.06489 -0.0131 0.0044 1.0000 15.500 1.2848 0.07938 0.07403 -0.0145 0.0046 1.0000 16.000 1.2704 0.08829 0.08318 -0.0164 0.0047 1.0000 16.500 1.2538 0.09769 0.09281 -0.0185 0.0049 1.0000 17.000 1.2388 0.10692 0.10227 -0.0207 0.0051 1.0000 17.500 1.2296 0.11577 0.11133 -0.0238 0.0051 1.0000 18.000 1.2128 0.12515 0.12096 -0.0261 0.0055 1.0000 18.500 1.2113 0.13328 0.12925 -0.0297 0.0058 1.0000 19.000 1.2020 0.14287 0.13904 -0.0342 0.0058 1.0000 19.500 1.1971 0.15233 0.14886 -0.0388 0.0070 1.0000 20.000 1.1832 0.16362 0.16038 -0.0452 0.0070 1.0000 20.500 1.1701 0.17506 0.17198 -0.0522 0.0066 1.0000 21.000 1.1302 0.19551 0.19284 -0.0645 0.0076 1.0000 21.500 1.1026 0.21440 0.21192 -0.0760 0.0074 1.0000 22.000 1.0996 0.22537 0.22293 -0.0829 0.0068 1.0000