XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 425 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5031 0.01008 0.00359 -0.0816 0.5329 0.5947 1.000 0.5579 0.01008 0.00369 -0.0813 0.5267 0.6543 1.500 0.6097 0.00998 0.00393 -0.0804 0.5205 0.7523 2.000 0.7040 0.00970 0.00414 -0.0881 0.5145 0.9869 2.500 0.7726 0.00990 0.00426 -0.0911 0.5085 1.0000 3.000 0.8248 0.01019 0.00443 -0.0905 0.5021 1.0000 3.500 0.8768 0.01052 0.00472 -0.0899 0.4963 1.0000 4.000 0.9284 0.01070 0.00491 -0.0891 0.4900 1.0000 4.500 0.9771 0.01065 0.00474 -0.0877 0.4718 1.0000 5.000 1.0278 0.01075 0.00481 -0.0868 0.4598 1.0000 5.500 1.0749 0.01089 0.00480 -0.0852 0.4340 1.0000 6.000 1.1255 0.01113 0.00506 -0.0845 0.4182 1.0000 6.500 1.1710 0.01159 0.00537 -0.0829 0.3837 1.0000 7.000 1.2111 0.01241 0.00596 -0.0806 0.3412 1.0000 7.500 1.2474 0.01348 0.00681 -0.0779 0.3005 1.0000 8.000 1.2309 0.01703 0.00955 -0.0678 0.1637 1.0000 8.500 1.2379 0.01959 0.01190 -0.0623 0.1195 1.0000 9.000 1.2354 0.02351 0.01559 -0.0578 0.0709 1.0000 9.500 1.2271 0.02889 0.02080 -0.0550 0.0272 1.0000 10.000 1.2236 0.03428 0.02620 -0.0531 0.0037 1.0000 10.500 1.2382 0.03803 0.03006 -0.0519 0.0034 1.0000 11.000 1.2500 0.04208 0.03423 -0.0508 0.0032 1.0000 11.500 1.2593 0.04644 0.03872 -0.0498 0.0031 1.0000 12.000 1.2675 0.05109 0.04351 -0.0489 0.0031 1.0000 12.500 1.2750 0.05596 0.04852 -0.0483 0.0030 1.0000 13.000 1.2819 0.06104 0.05374 -0.0479 0.0030 1.0000 13.500 1.2875 0.06637 0.05923 -0.0476 0.0030 1.0000 14.000 1.2921 0.07190 0.06491 -0.0474 0.0030 1.0000 14.500 1.2966 0.07755 0.07070 -0.0474 0.0030 1.0000 15.000 1.3002 0.08333 0.07664 -0.0476 0.0030 1.0000 15.500 1.3022 0.08948 0.08296 -0.0480 0.0030 1.0000 16.000 1.3032 0.09584 0.08947 -0.0486 0.0030 1.0000 16.500 1.3036 0.10234 0.09614 -0.0494 0.0031 1.0000 17.000 1.3025 0.10923 0.10319 -0.0506 0.0031 1.0000 17.500 1.2993 0.11652 0.11066 -0.0521 0.0031 1.0000 18.000 1.2951 0.12411 0.11842 -0.0541 0.0032 1.0000 18.500 1.2901 0.13198 0.12645 -0.0565 0.0032 1.0000 19.000 1.2844 0.14008 0.13473 -0.0594 0.0032 1.0000 19.500 1.2791 0.14830 0.14311 -0.0627 0.0033 1.0000 20.000 1.2745 0.15657 0.15153 -0.0664 0.0033 1.0000 20.500 1.2715 0.16467 0.15977 -0.0704 0.0034 1.0000 21.000 1.2702 0.17250 0.16774 -0.0746 0.0034 1.0000 21.500 1.2705 0.18010 0.17546 -0.0789 0.0035 1.0000 22.000 1.2731 0.18728 0.18276 -0.0832 0.0035 1.0000 22.500 1.2786 0.19384 0.18941 -0.0874 0.0036 1.0000 23.000 1.2861 0.19989 0.19554 -0.0914 0.0037 1.0000 23.500 1.2953 0.20544 0.20117 -0.0952 0.0037 1.0000 24.000 1.3055 0.21062 0.20644 -0.0990 0.0038 1.0000 24.500 1.3234 0.21310 0.20894 -0.1009 0.0039 1.0000 25.000 1.3271 0.22048 0.21647 -0.1066 0.0040 1.0000 25.500 1.3289 0.22855 0.22472 -0.1130 0.0040 1.0000 26.000 1.3286 0.23739 0.23377 -0.1201 0.0041 1.0000 26.500 1.3257 0.24714 0.24378 -0.1278 0.0043 1.0000 27.000 1.3175 0.25877 0.25571 -0.1370 0.0045 1.0000 27.500 1.3045 0.27271 0.26996 -0.1476 0.0048 1.0000 28.000 1.2775 0.29424 0.29182 -0.1625 0.0051 1.0000