XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 420 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 0.4861 0.01013 0.00364 -0.1072 0.6185 0.4285 0.500 0.5369 0.01011 0.00365 -0.1060 0.6045 0.4497 1.000 0.5871 0.01014 0.00370 -0.1047 0.5895 0.4756 1.500 0.6349 0.01018 0.00375 -0.1030 0.5715 0.5062 2.000 0.6806 0.01016 0.00384 -0.1008 0.5531 0.5457 2.500 0.7237 0.01019 0.00402 -0.0982 0.5337 0.6040 3.000 0.7639 0.01028 0.00423 -0.0950 0.5143 0.6732 3.500 0.7994 0.01035 0.00444 -0.0908 0.4957 0.7407 4.000 0.8288 0.01036 0.00484 -0.0849 0.4810 0.9184 4.500 0.9279 0.01089 0.00534 -0.0942 0.4667 1.0000 5.000 0.9597 0.01127 0.00563 -0.0897 0.4564 1.0000 5.500 0.9868 0.01175 0.00598 -0.0844 0.4402 1.0000 6.000 1.0209 0.01217 0.00638 -0.0805 0.4279 1.0000 6.500 1.0535 0.01281 0.00689 -0.0766 0.4143 1.0000 7.000 1.0833 0.01335 0.00743 -0.0724 0.3992 1.0000 7.500 1.1165 0.01401 0.00808 -0.0689 0.3880 1.0000 8.000 1.1456 0.01480 0.00882 -0.0650 0.3729 1.0000 8.500 1.1668 0.01593 0.00985 -0.0602 0.3487 1.0000 9.000 1.1920 0.01711 0.01097 -0.0564 0.3241 1.0000 9.500 1.2166 0.01846 0.01226 -0.0528 0.3024 1.0000 10.000 1.2271 0.02064 0.01426 -0.0479 0.2679 1.0000 10.500 1.2268 0.02370 0.01707 -0.0426 0.2259 1.0000 11.000 1.2356 0.02654 0.01979 -0.0387 0.1972 1.0000 11.500 1.2459 0.02953 0.02269 -0.0355 0.1720 1.0000 12.000 1.2313 0.03465 0.02752 -0.0313 0.1214 1.0000 12.500 1.2210 0.03993 0.03266 -0.0282 0.0898 1.0000 13.000 1.2260 0.04425 0.03696 -0.0264 0.0757 1.0000 13.500 1.2244 0.04939 0.04205 -0.0249 0.0583 1.0000 14.000 1.2312 0.05396 0.04667 -0.0239 0.0509 1.0000 14.500 1.2122 0.06143 0.05405 -0.0230 0.0258 1.0000 15.000 1.1921 0.06950 0.06215 -0.0227 0.0068 1.0000 15.500 1.1958 0.07512 0.06790 -0.0229 0.0059 1.0000 16.000 1.1992 0.08091 0.07381 -0.0234 0.0055 1.0000 16.500 1.2031 0.08678 0.07982 -0.0241 0.0054 1.0000 17.000 1.2044 0.09306 0.08625 -0.0251 0.0051 1.0000 17.500 1.2061 0.09943 0.09276 -0.0263 0.0050 1.0000 18.000 1.2094 0.10563 0.09910 -0.0278 0.0050 1.0000 18.500 1.2122 0.11196 0.10558 -0.0295 0.0049 1.0000 19.000 1.2128 0.11873 0.11250 -0.0316 0.0049 1.0000 19.500 1.2139 0.12549 0.11941 -0.0339 0.0048 1.0000 20.000 1.2139 0.13247 0.12656 -0.0365 0.0048 1.0000 20.500 1.2145 0.13935 0.13360 -0.0394 0.0048 1.0000 21.000 1.2133 0.14661 0.14101 -0.0427 0.0048 1.0000 21.500 1.2135 0.15365 0.14821 -0.0461 0.0048 1.0000 22.000 1.2086 0.16163 0.15636 -0.0502 0.0048 1.0000 22.500 1.2052 0.16931 0.16420 -0.0544 0.0048 1.0000 23.000 1.2000 0.17739 0.17245 -0.0590 0.0048 1.0000 23.500 1.1931 0.18588 0.18110 -0.0641 0.0048 1.0000 24.000 1.1869 0.19427 0.18964 -0.0692 0.0048 1.0000 24.500 1.1810 0.20267 0.19818 -0.0746 0.0049 1.0000 25.000 1.1773 0.21069 0.20632 -0.0798 0.0049 1.0000 25.500 1.1734 0.21879 0.21454 -0.0853 0.0049 1.0000 26.000 1.1719 0.22632 0.22216 -0.0905 0.0050 1.0000 26.500 1.1745 0.23293 0.22885 -0.0953 0.0050 1.0000 27.000 1.1793 0.23896 0.23495 -0.0999 0.0051 1.0000 27.500 1.1864 0.24440 0.24043 -0.1042 0.0051 1.0000 28.000 1.1947 0.24942 0.24550 -0.1084 0.0051 1.0000 28.500 1.2054 0.25375 0.24985 -0.1123 0.0051 1.0000 29.000 1.2158 0.25807 0.25423 -0.1163 0.0052 1.0000 29.500 1.2271 0.26207 0.25827 -0.1202 0.0052 1.0000 30.000 1.2384 0.26596 0.26221 -0.1241 0.0052 1.0000 30.500 1.2494 0.26980 0.26609 -0.1281 0.0053 1.0000 31.000 1.2598 0.27382 0.27017 -0.1323 0.0054 1.0000 31.500 1.2695 0.27788 0.27432 -0.1366 0.0054 1.0000 32.000 1.2773 0.28247 0.27900 -0.1414 0.0055 1.0000 32.500 1.2838 0.28747 0.28411 -0.1466 0.0056 1.0000 33.000 1.2887 0.29297 0.28973 -0.1523 0.0057 1.0000 33.500 1.2913 0.29931 0.29620 -0.1586 0.0058 1.0000 34.000 1.2903 0.30703 0.30408 -0.1659 0.0060 1.0000 34.500 1.2842 0.31667 0.31391 -0.1745 0.0062 1.0000