XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 478 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 0.4799 0.00956 0.00308 -0.0986 0.6914 0.2393 0.500 0.5278 0.00919 0.00295 -0.0967 0.6727 0.3225 2.000 0.7795 0.00848 0.00336 -0.1131 0.5527 1.0000 2.500 0.8134 0.00890 0.00353 -0.1085 0.5250 1.0000 3.000 0.8517 0.00923 0.00374 -0.1048 0.5060 1.0000 3.500 0.8911 0.00957 0.00399 -0.1013 0.4907 1.0000 4.000 0.9301 0.00993 0.00425 -0.0977 0.4756 1.0000 4.500 0.9714 0.01021 0.00452 -0.0945 0.4631 1.0000 5.000 1.0108 0.01058 0.00481 -0.0911 0.4501 1.0000 5.500 1.0506 0.01085 0.00510 -0.0876 0.4358 1.0000 6.000 1.0861 0.01122 0.00542 -0.0834 0.4185 1.0000 6.500 1.1154 0.01159 0.00571 -0.0780 0.3949 1.0000 7.000 1.1382 0.01205 0.00606 -0.0714 0.3630 1.0000 7.500 1.1640 0.01268 0.00657 -0.0657 0.3347 1.0000 8.000 1.1869 0.01355 0.00728 -0.0599 0.2941 1.0000 8.500 1.2015 0.01495 0.00837 -0.0532 0.2416 1.0000 9.000 1.2160 0.01662 0.00976 -0.0472 0.1952 1.0000 9.500 1.2380 0.01810 0.01112 -0.0427 0.1701 1.0000 10.000 1.2622 0.01960 0.01256 -0.0388 0.1491 1.0000 10.500 1.2826 0.02145 0.01431 -0.0349 0.1280 1.0000 11.000 1.3053 0.02329 0.01613 -0.0316 0.1127 1.0000 11.500 1.3210 0.02573 0.01847 -0.0281 0.0910 1.0000 12.000 1.3403 0.02807 0.02081 -0.0253 0.0806 1.0000 12.500 1.3539 0.03097 0.02368 -0.0225 0.0674 1.0000 13.000 1.3687 0.03391 0.02666 -0.0201 0.0608 1.0000 13.500 1.3815 0.03716 0.02997 -0.0179 0.0547 1.0000 14.000 1.3925 0.04071 0.03358 -0.0160 0.0498 1.0000 14.500 1.4021 0.04460 0.03756 -0.0145 0.0463 1.0000 15.000 1.4119 0.04865 0.04173 -0.0134 0.0427 1.0000 15.500 1.4185 0.05326 0.04646 -0.0126 0.0394 1.0000 16.000 1.4226 0.05837 0.05167 -0.0123 0.0360 1.0000 16.500 1.4244 0.06396 0.05738 -0.0123 0.0324 1.0000 17.000 1.4214 0.07029 0.06380 -0.0128 0.0272 1.0000 17.500 1.4217 0.07628 0.06997 -0.0135 0.0267 1.0000 18.000 1.4116 0.08372 0.07750 -0.0147 0.0212 1.0000 18.500 1.4002 0.09148 0.08539 -0.0162 0.0173 1.0000 19.000 1.3502 0.10499 0.09896 -0.0199 0.0045 1.0000 19.500 1.3425 0.11274 0.10691 -0.0223 0.0045 1.0000 20.000 1.3316 0.12113 0.11548 -0.0252 0.0044 1.0000 20.500 1.3119 0.13123 0.12579 -0.0293 0.0039 1.0000 21.000 1.2993 0.14034 0.13509 -0.0334 0.0038 1.0000 21.500 1.2868 0.14967 0.14463 -0.0381 0.0038 1.0000 22.000 1.2718 0.15976 0.15493 -0.0436 0.0037 1.0000 22.500 1.2577 0.16990 0.16527 -0.0495 0.0037 1.0000 23.000 1.2435 0.18029 0.17586 -0.0559 0.0037 1.0000 23.500 1.2262 0.19180 0.18758 -0.0633 0.0036 1.0000 24.000 1.2108 0.20326 0.19925 -0.0709 0.0037 1.0000 24.500 1.1937 0.21569 0.21188 -0.0793 0.0037 1.0000 25.000 1.1718 0.23019 0.22662 -0.0891 0.0038 1.0000 25.500 1.1533 0.24474 0.24137 -0.0989 0.0039 1.0000 26.000 1.1482 0.25570 0.25247 -0.1066 0.0040 1.0000 26.500 1.1482 0.26526 0.26212 -0.1134 0.0040 1.0000 27.000 1.1521 0.27354 0.27047 -0.1196 0.0040 1.0000 27.500 1.1598 0.28024 0.27722 -0.1250 0.0040 1.0000 28.000 1.1693 0.28609 0.28311 -0.1300 0.0040 1.0000 28.500 1.1796 0.29139 0.28844 -0.1348 0.0039 1.0000 29.000 1.1912 0.29600 0.29309 -0.1394 0.0039 1.0000 29.500 1.2026 0.30045 0.29758 -0.1439 0.0039 1.0000 30.000 1.2143 0.30449 0.30166 -0.1483 0.0039 1.0000 30.500 1.2258 0.30858 0.30579 -0.1528 0.0039 1.0000 31.000 1.2367 0.31263 0.30988 -0.1573 0.0039 1.0000 31.500 1.2460 0.31734 0.31466 -0.1623 0.0039 1.0000 32.000 1.2528 0.32309 0.32051 -0.1677 0.0040 1.0000