XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 426 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 0.4939 0.01026 0.00272 -0.0995 0.5532 0.1936 0.500 0.5422 0.00913 0.00294 -0.0986 0.5445 0.6491 1.000 0.5927 0.00900 0.00312 -0.0972 0.5364 0.7800 1.500 0.6611 0.00874 0.00319 -0.0992 0.5278 0.9808 2.000 0.7192 0.00895 0.00331 -0.0998 0.5191 1.0000 2.500 0.7740 0.00920 0.00347 -0.0997 0.5110 1.0000 3.000 0.8288 0.00948 0.00365 -0.0995 0.5029 1.0000 3.500 0.8835 0.00976 0.00386 -0.0994 0.4946 1.0000 4.000 0.9376 0.00999 0.00410 -0.0991 0.4858 1.0000 4.500 0.9895 0.01016 0.00424 -0.0984 0.4702 1.0000 5.000 1.0413 0.01033 0.00442 -0.0977 0.4543 1.0000 5.500 1.0894 0.01051 0.00451 -0.0964 0.4199 1.0000 6.000 1.1348 0.01103 0.00482 -0.0947 0.3746 1.0000 6.500 1.1739 0.01203 0.00546 -0.0922 0.3144 1.0000 7.000 1.1759 0.01522 0.00755 -0.0844 0.1394 1.0000 7.500 1.1593 0.01854 0.01020 -0.0738 0.0156 1.0000 8.000 1.1834 0.02000 0.01169 -0.0697 0.0047 1.0000 8.500 1.2107 0.02141 0.01319 -0.0664 0.0043 1.0000 9.000 1.2351 0.02313 0.01504 -0.0632 0.0040 1.0000 9.500 1.2562 0.02526 0.01730 -0.0602 0.0040 1.0000 10.000 1.2738 0.02789 0.02008 -0.0575 0.0039 1.0000 10.500 1.2854 0.03133 0.02375 -0.0550 0.0039 1.0000 11.000 1.2958 0.03517 0.02776 -0.0532 0.0039 1.0000 11.500 1.3014 0.03974 0.03251 -0.0517 0.0039 1.0000 12.000 1.3012 0.04517 0.03815 -0.0506 0.0039 1.0000 12.500 1.2974 0.05139 0.04457 -0.0500 0.0040 1.0000 13.000 1.2952 0.05777 0.05114 -0.0500 0.0040 1.0000 13.500 1.2928 0.06444 0.05799 -0.0504 0.0040 1.0000 14.000 1.2895 0.07150 0.06525 -0.0511 0.0041 1.0000 14.500 1.2882 0.07853 0.07244 -0.0521 0.0041 1.0000 15.000 1.2857 0.08595 0.08002 -0.0535 0.0042 1.0000 15.500 1.2863 0.09308 0.08731 -0.0550 0.0043 1.0000 16.000 1.2867 0.10038 0.09478 -0.0567 0.0044 1.0000 16.500 1.2897 0.10736 0.10192 -0.0586 0.0045 1.0000 17.000 1.2939 0.11419 0.10893 -0.0605 0.0047 1.0000 17.500 1.2994 0.12069 0.11566 -0.0622 0.0049 1.0000 18.000 1.3050 0.12717 0.12236 -0.0642 0.0052 1.0000 18.500 1.3089 0.13396 0.12939 -0.0665 0.0054 1.0000 19.000 1.3094 0.14138 0.13709 -0.0693 0.0058 1.0000 19.500 1.3033 0.15016 0.14617 -0.0732 0.0062 1.0000 20.000 1.2991 0.15861 0.15487 -0.0775 0.0065 1.0000 20.500 1.3009 0.16686 0.16329 -0.0828 0.0067 1.0000 21.000 1.2950 0.17708 0.17377 -0.0896 0.0071 1.0000 21.500 1.2576 0.19574 0.19300 -0.1020 0.0080 1.0000 22.000 1.2275 0.21397 0.21152 -0.1148 0.0081 1.0000