XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 482 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 0.9853 0.01315 0.00530 -0.1971 0.5138 0.0786 0.500 1.0405 0.01312 0.00526 -0.1972 0.5060 0.0866 1.000 1.0958 0.01308 0.00537 -0.1974 0.4985 0.1462 1.500 1.1502 0.01298 0.00572 -0.1976 0.4910 0.3576 2.000 1.2023 0.01321 0.00601 -0.1971 0.4831 0.4083 2.500 1.2540 0.01347 0.00630 -0.1966 0.4759 0.4455 3.000 1.3048 0.01368 0.00666 -0.1960 0.4685 0.5074 3.500 1.3531 0.01380 0.00712 -0.1950 0.4604 0.6436 4.000 1.3977 0.01367 0.00748 -0.1930 0.4530 1.0000 4.500 1.4451 0.01415 0.00784 -0.1918 0.4456 1.0000 5.000 1.4865 0.01458 0.00828 -0.1896 0.4369 1.0000 5.500 1.5124 0.01511 0.00874 -0.1846 0.4196 1.0000 6.000 1.5275 0.01615 0.00960 -0.1784 0.3876 1.0000 6.500 1.5563 0.01726 0.01065 -0.1749 0.3706 1.0000 7.000 1.5648 0.01950 0.01263 -0.1692 0.3335 1.0000 7.500 1.5753 0.02209 0.01502 -0.1645 0.3020 1.0000 8.000 1.5890 0.02481 0.01761 -0.1606 0.2764 1.0000 8.500 1.5709 0.03013 0.02259 -0.1546 0.2185 1.0000 9.000 1.5425 0.03696 0.02916 -0.1489 0.1630 1.0000 9.500 1.4564 0.05079 0.04259 -0.1423 0.0585 1.0000 10.000 1.4346 0.05950 0.05128 -0.1404 0.0037 1.0000 10.500 1.4462 0.06457 0.05645 -0.1397 0.0033 1.0000 11.000 1.4552 0.07011 0.06214 -0.1392 0.0030 1.0000 11.500 1.4626 0.07600 0.06815 -0.1389 0.0029 1.0000 12.000 1.4685 0.08222 0.07452 -0.1389 0.0029 1.0000 12.500 1.4732 0.08871 0.08116 -0.1390 0.0029 1.0000 13.000 1.4774 0.09538 0.08800 -0.1394 0.0029 1.0000 13.500 1.4801 0.10235 0.09514 -0.1400 0.0029 1.0000 14.000 1.4827 0.10940 0.10239 -0.1408 0.0029 1.0000 14.500 1.4843 0.11667 0.10984 -0.1419 0.0029 1.0000 15.000 1.4856 0.12401 0.11736 -0.1433 0.0030 1.0000 15.500 1.4864 0.13147 0.12500 -0.1451 0.0030 1.0000 16.000 1.4854 0.13921 0.13292 -0.1471 0.0031 1.0000 16.500 1.4839 0.14705 0.14094 -0.1496 0.0031 1.0000 17.000 1.4809 0.15515 0.14923 -0.1524 0.0032 1.0000 17.500 1.4751 0.16376 0.15801 -0.1558 0.0032 1.0000 18.000 1.4737 0.17156 0.16599 -0.1592 0.0033 1.0000 18.500 1.4771 0.17846 0.17301 -0.1624 0.0034 1.0000 19.000 1.4820 0.18504 0.17970 -0.1656 0.0035 1.0000 19.500 1.4881 0.19130 0.18605 -0.1689 0.0036 1.0000 20.000 1.4955 0.19720 0.19207 -0.1721 0.0038 1.0000 20.500 1.5042 0.20281 0.19778 -0.1752 0.0040 1.0000 21.000 1.5155 0.20769 0.20278 -0.1780 0.0045 1.0000 21.500 1.5295 0.21176 0.20696 -0.1804 0.0050 1.0000