XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 449 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 0.5287 0.00861 0.00365 -0.1055 0.6569 0.7854 0.500 0.5720 0.00867 0.00387 -0.1021 0.6398 0.8953 1.000 0.6300 0.00897 0.00412 -0.1022 0.6230 0.9410 1.500 0.7196 0.00950 0.00449 -0.1091 0.6066 0.9631 2.000 0.8204 0.01009 0.00489 -0.1186 0.5906 0.9783 2.500 0.9034 0.01047 0.00515 -0.1246 0.5751 0.9901 3.000 0.9917 0.01072 0.00529 -0.1321 0.5585 0.9990 3.500 1.0226 0.01101 0.00544 -0.1276 0.5465 1.0000 4.000 1.0284 0.01109 0.00556 -0.1179 0.5380 1.0000 4.500 1.0452 0.01133 0.00573 -0.1104 0.5282 1.0000 5.000 1.0539 0.01157 0.00595 -0.1013 0.5141 1.0000 5.500 1.0561 0.01202 0.00628 -0.0911 0.4881 1.0000 6.000 1.0807 0.01255 0.00673 -0.0857 0.4737 1.0000 6.500 1.0924 0.01335 0.00743 -0.0782 0.4418 1.0000 7.000 1.1157 0.01419 0.00820 -0.0731 0.4190 1.0000 7.500 1.1373 0.01527 0.00917 -0.0681 0.3934 1.0000 8.000 1.1418 0.01721 0.01085 -0.0611 0.3456 1.0000 8.500 1.1355 0.02009 0.01334 -0.0536 0.2796 1.0000 9.000 1.1499 0.02225 0.01535 -0.0492 0.2487 1.0000 9.500 1.1680 0.02435 0.01736 -0.0456 0.2244 1.0000 10.000 1.1637 0.02806 0.02074 -0.0402 0.1689 1.0000 10.500 1.1588 0.03213 0.02453 -0.0355 0.1208 1.0000 11.000 1.1697 0.03534 0.02766 -0.0326 0.1004 1.0000 12.000 1.1367 0.04708 0.03898 -0.0248 0.0032 1.0000 12.500 1.1531 0.05050 0.04250 -0.0235 0.0029 1.0000 13.000 1.1685 0.05414 0.04624 -0.0224 0.0028 1.0000 13.500 1.1822 0.05804 0.05027 -0.0214 0.0027 1.0000 14.000 1.1938 0.06224 0.05459 -0.0206 0.0026 1.0000 14.500 1.2038 0.06672 0.05922 -0.0200 0.0026 1.0000 15.000 1.2125 0.07144 0.06407 -0.0196 0.0026 1.0000 15.500 1.2182 0.07657 0.06935 -0.0193 0.0026 1.0000 16.000 1.2223 0.08200 0.07494 -0.0193 0.0025 1.0000 16.500 1.2249 0.08769 0.08079 -0.0195 0.0026 1.0000 17.000 1.2256 0.09369 0.08696 -0.0199 0.0026 1.0000 17.500 1.2256 0.09989 0.09333 -0.0207 0.0026 1.0000 18.000 1.2228 0.10659 0.10021 -0.0217 0.0026 1.0000 18.500 1.2188 0.11351 0.10732 -0.0231 0.0026 1.0000 19.000 1.2142 0.12066 0.11464 -0.0249 0.0026 1.0000 19.500 1.2070 0.12836 0.12253 -0.0272 0.0026 1.0000 20.000 1.2000 0.13611 0.13046 -0.0298 0.0027 1.0000 20.500 1.1916 0.14425 0.13879 -0.0330 0.0027 1.0000 21.000 1.1825 0.15272 0.14744 -0.0368 0.0027 1.0000 21.500 1.1740 0.16127 0.15616 -0.0409 0.0027 1.0000 22.000 1.1659 0.16984 0.16490 -0.0454 0.0028 1.0000 22.500 1.1593 0.17830 0.17351 -0.0502 0.0028 1.0000 23.000 1.1539 0.18668 0.18202 -0.0551 0.0029 1.0000 23.500 1.1515 0.19454 0.18999 -0.0600 0.0029 1.0000 24.000 1.1532 0.20159 0.19713 -0.0647 0.0029 1.0000 24.500 1.1567 0.20823 0.20385 -0.0693 0.0030 1.0000 25.000 1.1636 0.21399 0.20966 -0.0734 0.0030 1.0000 25.500 1.1729 0.21906 0.21478 -0.0773 0.0031 1.0000 26.000 1.1833 0.22378 0.21954 -0.0812 0.0031 1.0000 26.500 1.1981 0.22710 0.22288 -0.0842 0.0032 1.0000 27.000 1.2130 0.23031 0.22611 -0.0873 0.0033 1.0000 27.500 1.2320 0.23205 0.22785 -0.0894 0.0033 1.0000 28.000 1.2375 0.23808 0.23399 -0.0946 0.0034 1.0000 28.500 1.2428 0.24408 0.24013 -0.0998 0.0034 1.0000 29.000 1.2457 0.25083 0.24706 -0.1055 0.0035 1.0000 29.500 1.2498 0.25708 0.25349 -0.1110 0.0037 1.0000 30.000 1.2503 0.26424 0.26086 -0.1171 0.0039 1.0000 30.500 1.2496 0.27171 0.26851 -0.1235 0.0040 1.0000 31.000 1.2458 0.28012 0.27712 -0.1304 0.0043 1.0000 31.500 1.2393 0.28958 0.28677 -0.1380 0.0044 1.0000 32.000 1.2414 0.29620 0.29350 -0.1440 0.0046 1.0000