XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 421 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 0.8981 0.01235 0.00529 -0.1923 0.6354 0.2645 0.500 0.9487 0.01240 0.00525 -0.1915 0.6258 0.2699 1.000 0.9912 0.01247 0.00540 -0.1892 0.6167 0.2771 1.500 1.0364 0.01264 0.00555 -0.1875 0.6063 0.2862 2.000 1.0834 0.01285 0.00581 -0.1862 0.5959 0.3024 2.500 1.1254 0.01309 0.00618 -0.1840 0.5838 0.3385 3.000 1.1676 0.01339 0.00663 -0.1820 0.5711 0.4068 3.500 1.2064 0.01376 0.00713 -0.1795 0.5561 0.4763 4.000 1.2378 0.01337 0.00784 -0.1753 0.5408 1.0000 4.500 1.2548 0.01461 0.00884 -0.1690 0.5042 1.0000 5.000 1.2632 0.01652 0.01044 -0.1619 0.4546 1.0000 5.500 1.2647 0.01917 0.01272 -0.1543 0.4031 1.0000 6.000 1.2749 0.02173 0.01502 -0.1487 0.3652 1.0000 6.500 1.2991 0.02371 0.01689 -0.1453 0.3464 1.0000 7.000 1.3109 0.02659 0.01956 -0.1406 0.3161 1.0000 7.500 1.3333 0.02896 0.02183 -0.1376 0.2978 1.0000 8.000 1.3515 0.03171 0.02446 -0.1343 0.2756 1.0000 8.500 1.3573 0.03553 0.02804 -0.1300 0.2366 1.0000 9.000 1.3206 0.04293 0.03491 -0.1222 0.1404 1.0000 9.500 1.2930 0.05027 0.04189 -0.1163 0.0674 1.0000 10.000 1.2799 0.05679 0.04830 -0.1123 0.0036 1.0000 10.500 1.2982 0.06046 0.05205 -0.1107 0.0033 1.0000 11.000 1.3152 0.06429 0.05597 -0.1092 0.0032 1.0000 11.500 1.3288 0.06855 0.06034 -0.1077 0.0031 1.0000 12.000 1.3409 0.07306 0.06496 -0.1063 0.0031 1.0000 12.500 1.3518 0.07777 0.06979 -0.1050 0.0031 1.0000 13.000 1.3589 0.08301 0.07517 -0.1038 0.0032 1.0000 13.500 1.3637 0.08859 0.08091 -0.1028 0.0032 1.0000 14.000 1.3668 0.09447 0.08696 -0.1020 0.0033 1.0000 14.500 1.3681 0.10066 0.09331 -0.1014 0.0033 1.0000 15.000 1.3675 0.10715 0.09997 -0.1011 0.0034 1.0000 15.500 1.3653 0.11395 0.10696 -0.1011 0.0035 1.0000 16.000 1.3619 0.12103 0.11422 -0.1015 0.0036 1.0000 16.500 1.3572 0.12836 0.12173 -0.1023 0.0036 1.0000 17.000 1.3511 0.13597 0.12951 -0.1036 0.0037 1.0000 17.500 1.3439 0.14389 0.13759 -0.1053 0.0038 1.0000 18.000 1.3386 0.15162 0.14546 -0.1075 0.0039 1.0000 18.500 1.3440 0.15766 0.15161 -0.1094 0.0040 1.0000 19.000 1.3506 0.16347 0.15754 -0.1115 0.0041 1.0000 19.500 1.3536 0.16994 0.16414 -0.1141 0.0044 1.0000 20.000 1.3566 0.17635 0.17067 -0.1168 0.0046 1.0000 20.500 1.3584 0.18302 0.17743 -0.1199 0.0048 1.0000 21.000 1.3633 0.18887 0.18332 -0.1228 0.0051 1.0000 21.500 1.3754 0.19343 0.18792 -0.1252 0.0053 1.0000 22.000 1.3889 0.19813 0.19278 -0.1279 0.0059 1.0000 22.500 1.4192 0.19772 0.19219 -0.1274 0.0068 1.0000 23.000 1.4266 0.20414 0.19888 -0.1314 0.0075 1.0000 23.500 1.4614 0.20357 0.19835 -0.1309 0.0095 1.0000 24.000 0.9849 0.18636 0.18252 -0.0908 0.0058 1.0000 24.500 1.0276 0.18172 0.17772 -0.0889 0.0069 1.0000 25.000 1.0255 0.18641 0.18268 -0.0911 0.0078 1.0000