XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 406b 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3337 0.08646 0.07793 0.0462 1.0000 0.6502 -2.750 -0.3526 0.08453 0.07611 0.0474 1.0000 0.6330 -2.500 -0.3708 0.08261 0.07425 0.0478 1.0000 0.6160 -2.250 -0.3760 0.08028 0.07196 0.0466 1.0000 0.5984 -2.000 -0.3714 0.07784 0.06949 0.0443 1.0000 0.5817 -1.750 -0.3641 0.07563 0.06719 0.0413 1.0000 0.5655 -1.500 -0.3514 0.07364 0.06504 0.0370 1.0000 0.5490 -1.250 -0.3319 0.07147 0.06281 0.0338 1.0000 0.5359 -1.000 -0.3099 0.06987 0.06100 0.0295 1.0000 0.5228 -0.750 -0.2864 0.06838 0.05938 0.0258 1.0000 0.5113 -0.500 -0.2615 0.06746 0.05823 0.0216 1.0000 0.5008 -0.250 -0.2396 0.06682 0.05755 0.0184 1.0000 0.4924 0.000 -0.2247 0.06741 0.05808 0.0148 1.0000 0.4856 0.250 -0.2266 0.06970 0.06040 0.0119 1.0000 0.4821 0.500 -0.2285 0.07187 0.06253 0.0094 1.0000 0.4798 0.750 -0.2204 0.07341 0.06392 0.0065 1.0000 0.4771 1.000 -0.2063 0.07471 0.06499 0.0033 1.0000 0.4746 1.250 -0.1883 0.07593 0.06591 -0.0001 1.0000 0.4727 1.500 -0.1683 0.07719 0.06687 -0.0036 1.0000 0.4716 1.750 -0.1464 0.07848 0.06785 -0.0071 1.0000 0.4719 2.000 -0.0632 0.08343 0.07218 -0.0227 0.9605 0.4772 2.250 -0.0390 0.08513 0.07355 -0.0262 0.9603 0.4805 2.500 -0.0743 0.08290 0.07130 -0.0176 1.0000 0.4788 2.750 -0.0499 0.08453 0.07269 -0.0209 1.0000 0.4836 3.000 -0.0250 0.08612 0.07417 -0.0240 1.0000 0.4926 3.250 0.0005 0.08798 0.07582 -0.0272 1.0000 0.5044 3.500 0.0260 0.08975 0.07767 -0.0302 1.0000 0.5211 3.750 0.0520 0.09163 0.07974 -0.0332 1.0000 0.5452 4.000 0.0796 0.09336 0.08215 -0.0363 1.0000 0.5923 4.250 0.0994 0.09399 0.08334 -0.0385 1.0000 1.0000 4.500 0.1237 0.09694 0.08556 -0.0411 1.0000 1.0000 4.750 0.1455 0.09977 0.08768 -0.0429 1.0000 1.0000 5.000 0.1649 0.10249 0.08970 -0.0440 1.0000 1.0000