XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 479 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 0.4179 0.00727 0.00247 -0.0822 0.6646 0.8227 0.500 0.5596 0.00735 0.00259 -0.0999 0.6420 0.9970 1.000 0.6143 0.00751 0.00257 -0.0996 0.6178 1.0000 1.500 0.6606 0.00769 0.00262 -0.0974 0.5968 1.0000 2.000 0.7066 0.00789 0.00270 -0.0951 0.5733 1.0000 2.500 0.7514 0.00812 0.00279 -0.0926 0.5422 1.0000 3.000 0.7963 0.00841 0.00294 -0.0902 0.5122 1.0000 3.500 0.8408 0.00877 0.00315 -0.0877 0.4826 1.0000 4.000 0.8849 0.00917 0.00342 -0.0852 0.4530 1.0000 4.500 0.9289 0.00962 0.00375 -0.0827 0.4272 1.0000 5.000 0.9677 0.01026 0.00411 -0.0794 0.3718 1.0000 5.500 1.0087 0.01087 0.00453 -0.0765 0.3240 1.0000 6.000 1.0388 0.01212 0.00527 -0.0720 0.2358 1.0000 6.500 1.0652 0.01365 0.00627 -0.0671 0.1495 1.0000 7.000 1.0764 0.01589 0.00786 -0.0597 0.0465 1.0000 7.500 1.1084 0.01674 0.00874 -0.0556 0.0404 1.0000 8.000 1.1376 0.01779 0.00980 -0.0512 0.0335 1.0000 8.500 1.1704 0.01870 0.01078 -0.0477 0.0323 1.0000 9.000 1.2024 0.01968 0.01183 -0.0443 0.0304 1.0000 9.500 1.2311 0.02090 0.01305 -0.0407 0.0258 1.0000 10.000 1.2560 0.02241 0.01466 -0.0370 0.0244 1.0000 10.500 1.2875 0.02359 0.01591 -0.0343 0.0231 1.0000 11.000 1.3152 0.02508 0.01745 -0.0316 0.0197 1.0000 11.500 1.3375 0.02706 0.01946 -0.0286 0.0159 1.0000 12.000 1.3455 0.03031 0.02270 -0.0252 0.0041 1.0000 12.500 1.3539 0.03388 0.02641 -0.0225 0.0031 1.0000 13.000 1.3663 0.03737 0.03006 -0.0208 0.0030 1.0000 13.500 1.3737 0.04160 0.03448 -0.0194 0.0028 1.0000 14.000 1.3783 0.04641 0.03948 -0.0185 0.0026 1.0000 14.500 1.3807 0.05171 0.04499 -0.0181 0.0026 1.0000 15.000 1.3796 0.05772 0.05123 -0.0183 0.0025 1.0000 15.500 1.3773 0.06420 0.05793 -0.0190 0.0025 1.0000 16.000 1.3718 0.07141 0.06537 -0.0203 0.0025 1.0000 16.500 1.3645 0.07919 0.07338 -0.0221 0.0025 1.0000 17.000 1.3559 0.08744 0.08187 -0.0245 0.0025 1.0000 17.500 1.3447 0.09633 0.09100 -0.0274 0.0024 1.0000 18.000 1.3345 0.10533 0.10022 -0.0307 0.0024 1.0000 18.500 1.3227 0.11485 0.10998 -0.0346 0.0024 1.0000 19.000 1.3086 0.12502 0.12039 -0.0393 0.0024 1.0000 19.500 1.2955 0.13534 0.13097 -0.0445 0.0024 1.0000 20.000 1.2803 0.14633 0.14220 -0.0505 0.0024 1.0000 20.500 1.2655 0.15744 0.15354 -0.0570 0.0024 1.0000 21.000 1.2494 0.16918 0.16550 -0.0644 0.0024 1.0000 21.500 1.2266 0.18285 0.17943 -0.0732 0.0023 1.0000 22.000 1.1973 0.19899 0.19583 -0.0838 0.0024 1.0000 22.500 1.1292 0.22908 0.22624 -0.1020 0.0027 1.0000 23.000 1.1260 0.24030 0.23752 -0.1093 0.0028 1.0000 23.500 1.1323 0.24826 0.24551 -0.1149 0.0027 1.0000 24.000 1.1400 0.25563 0.25293 -0.1203 0.0028 1.0000 24.500 1.1501 0.26198 0.25936 -0.1251 0.0029 1.0000 25.000 1.1586 0.26891 0.26633 -0.1304 0.0027 1.0000 25.500 1.1666 0.27632 0.27383 -0.1358 0.0030 1.0000 26.000 1.1740 0.28358 0.28113 -0.1413 0.0026 1.0000 26.500 1.1615 0.31248 0.31000 -0.1527 0.0057 1.0000