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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.3173 0.08076 0.07440 0.0533 1.0000 0.7151 -2.500 -0.3528 0.07925 0.07303 0.0569 1.0000 0.6916 -2.250 -0.3833 0.07746 0.07134 0.0588 1.0000 0.6668 -2.000 -0.3929 0.07508 0.06898 0.0567 1.0000 0.6346 -1.750 -0.3955 0.07274 0.06661 0.0522 1.0000 0.6000 -1.500 -0.3787 0.07042 0.06418 0.0453 1.0000 0.5627 -1.250 -0.3546 0.06858 0.06212 0.0369 1.0000 0.5245 -1.000 -0.3289 0.06677 0.06021 0.0312 1.0000 0.4946 -0.750 -0.3044 0.06565 0.05896 0.0259 1.0000 0.4682 -0.500 -0.2906 0.06567 0.05902 0.0221 1.0000 0.4502 -0.250 -0.0347 0.06994 0.06192 -0.0298 0.7965 0.3822 0.000 0.0218 0.07011 0.06141 -0.0364 0.7506 0.3701 0.250 0.0521 0.07094 0.06179 -0.0390 0.7243 0.3651 0.500 0.0879 0.07163 0.06207 -0.0422 0.7026 0.3605 0.750 0.1279 0.07239 0.06234 -0.0457 0.6826 0.3557 1.000 0.1727 0.07318 0.06257 -0.0495 0.6633 0.3517 1.250 0.1893 0.07495 0.06403 -0.0506 0.6515 0.3514 1.500 0.2231 0.07647 0.06522 -0.0536 0.6408 0.3543 1.750 0.2317 0.07893 0.06749 -0.0544 0.6373 0.3570 2.000 0.2443 0.08139 0.06974 -0.0558 0.6354 0.3609 2.250 0.2572 0.08391 0.07205 -0.0572 0.6345 0.3650 2.500 0.2715 0.08630 0.07436 -0.0587 0.6338 0.3716 2.750 0.2852 0.08868 0.07669 -0.0601 0.6332 0.3784 3.000 0.2977 0.09115 0.07908 -0.0613 0.6337 0.3880 3.250 0.3101 0.09354 0.08157 -0.0626 0.6356 0.4008 3.500 0.3255 0.09614 0.08434 -0.0644 0.6402 0.4209 4.000 0.3188 0.10230 0.09085 -0.0662 0.6841 0.4474 4.750 0.1507 0.10335 0.09120 -0.0467 0.9647 0.3838 5.000 0.1733 0.10564 0.09364 -0.0489 0.9641 0.4017