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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1865 0.07822 0.07247 0.0402 1.0000 0.8237 -2.750 -0.2252 0.07727 0.07169 0.0456 1.0000 0.7930 -2.500 -0.2671 0.07623 0.07082 0.0516 1.0000 0.7679 -2.250 -0.3222 0.07541 0.07015 0.0602 1.0000 0.7545 -2.000 -0.3574 0.07354 0.06842 0.0639 1.0000 0.7279 -1.750 -0.3880 0.07149 0.06647 0.0660 1.0000 0.7001 -1.500 -0.4125 0.06943 0.06444 0.0652 1.0000 0.6674 -1.250 -0.4008 0.06719 0.06210 0.0563 1.0000 0.6131 -1.000 -0.3679 0.06582 0.06047 0.0425 1.0000 0.5495 -0.500 0.0859 0.05942 0.05158 -0.0402 0.7068 0.3352 -0.250 0.1560 0.05736 0.04871 -0.0453 0.6668 0.3191 0.000 0.1897 0.05693 0.04781 -0.0462 0.6367 0.3140 0.250 0.2441 0.05581 0.04606 -0.0493 0.6111 0.3099 0.500 0.2905 0.05560 0.04528 -0.0520 0.5916 0.3069 0.750 0.3410 0.05562 0.04474 -0.0554 0.5770 0.3056 1.000 0.3803 0.05632 0.04513 -0.0579 0.5648 0.3090 1.250 0.3964 0.05838 0.04703 -0.0585 0.5561 0.3140 1.500 0.3935 0.06143 0.04998 -0.0573 0.5490 0.3164 1.750 0.4505 0.06115 0.04953 -0.0609 0.5380 0.3341 2.000 0.4242 0.06587 0.05422 -0.0584 0.5353 0.3318 2.250 0.4112 0.07013 0.05844 -0.0576 0.5329 0.3327 2.500 0.4056 0.07405 0.06232 -0.0577 0.5324 0.3375 2.750 0.4044 0.07783 0.06605 -0.0582 0.5341 0.3423 3.000 0.4102 0.08119 0.06946 -0.0593 0.5367 0.3520 3.250 0.4242 0.08417 0.07257 -0.0608 0.5394 0.3708 3.750 0.4025 0.09253 0.08103 -0.0619 0.5582 0.3806 4.000 0.4521 0.09539 0.08541 -0.0701 0.5608 1.0000 4.250 0.3738 0.10043 0.08900 -0.0628 0.5935 0.3862 4.500 0.4281 0.10431 0.09416 -0.0715 0.6027 1.0000