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 =     0.026 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -3.000  -0.0793   0.07385   0.06871   0.0250  1.0000  0.9055
  -2.750  -0.1244   0.07357   0.06860   0.0332  1.0000  0.8751
  -2.500  -0.1698   0.07316   0.06836   0.0411  1.0000  0.8497
  -2.250  -0.2154   0.07240   0.06777   0.0485  1.0000  0.8260
  -1.750  -0.3072   0.06984   0.06554   0.0626  1.0000  0.7849
  -1.000   0.0143   0.05708   0.05064  -0.0312  0.7634  0.3654
  -0.750   0.1327   0.05122   0.04386  -0.0419  0.6801  0.3146
  -0.500   0.2052   0.04793   0.03969  -0.0461  0.6299  0.2907
  -0.250   0.2625   0.04610   0.03691  -0.0485  0.5940  0.2772
   0.000   0.3187   0.04452   0.03459  -0.0516  0.5669  0.2738
   0.250   0.3693   0.04376   0.03315  -0.0544  0.5465  0.2733
   0.500   0.4173   0.04347   0.03229  -0.0571  0.5296  0.2732
   0.750   0.4700   0.04319   0.03144  -0.0605  0.5143  0.2754
   1.000   0.5291   0.04250   0.03028  -0.0646  0.4994  0.2871
   1.250   0.5535   0.04354   0.03134  -0.0648  0.4891  0.2994
   1.500   0.6028   0.04318   0.03093  -0.0676  0.4801  0.3268
   1.750   0.6201   0.04452   0.03269  -0.0673  0.4755  0.3562
   2.000   0.6349   0.04565   0.03491  -0.0671  0.4717  0.4420
   2.250   0.7084   0.04791   0.03695  -0.0754  0.4655  1.0000
   2.500   0.7194   0.05042   0.03900  -0.0737  0.4628  1.0000
   2.750   0.7427   0.05227   0.04032  -0.0730  0.4593  1.0000
   3.000   0.7255   0.05652   0.04465  -0.0698  0.4588  1.0000
   3.250   0.7027   0.06137   0.04959  -0.0669  0.4591  1.0000
   4.250   0.5123   0.09153   0.08141  -0.0654  0.4975  1.0000
   4.750   0.3998   0.10471   0.09358  -0.0621  0.5838  0.3491