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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0642 0.08508 0.06908 -0.0180 1.0000 1.0000 -2.750 0.0600 0.08404 0.06830 -0.0167 1.0000 1.0000 -2.500 0.0552 0.08303 0.06756 -0.0154 1.0000 1.0000 -2.250 0.0496 0.08201 0.06682 -0.0140 1.0000 1.0000 -2.000 0.0430 0.08098 0.06605 -0.0126 1.0000 1.0000 -1.750 0.0355 0.07995 0.06531 -0.0111 1.0000 1.0000 -1.500 0.0269 0.07890 0.06458 -0.0094 1.0000 1.0000 -1.250 0.0169 0.07781 0.06377 -0.0077 1.0000 1.0000 -1.000 0.0056 0.07669 0.06297 -0.0058 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0072 0.07553 0.06213 -0.0038 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0214 0.07434 0.06126 -0.0017 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0360 0.07313 0.06031 0.0003 1.0000 1.0000 0.000 -0.0481 0.07205 0.05939 0.0017 1.0000 1.0000 0.250 -0.0551 0.07127 0.05860 0.0020 1.0000 1.0000 0.500 -0.0536 0.07102 0.05816 0.0007 1.0000 1.0000 0.750 -0.0434 0.07146 0.05823 -0.0024 1.0000 1.0000 1.000 -0.0279 0.07264 0.05893 -0.0065 1.0000 1.0000 1.250 -0.0113 0.07448 0.06021 -0.0110 1.0000 1.0000 1.500 0.0040 0.07681 0.06194 -0.0153 1.0000 1.0000 1.750 0.0189 0.07942 0.06388 -0.0193 1.0000 1.0000 2.000 0.0347 0.08213 0.06583 -0.0230 1.0000 1.0000 2.250 0.0511 0.08486 0.06775 -0.0263 1.0000 1.0000 2.500 0.0678 0.08757 0.06957 -0.0291 1.0000 1.0000 2.750 0.0838 0.09020 0.07135 -0.0314 1.0000 1.0000 3.000 0.0994 0.09277 0.07305 -0.0331 1.0000 1.0000 3.250 0.1143 0.09526 0.07468 -0.0345 1.0000 1.0000 3.500 0.1282 0.09769 0.07630 -0.0355 1.0000 1.0000 3.750 0.1414 0.10007 0.07788 -0.0362 1.0000 1.0000 4.000 0.1540 0.10242 0.07946 -0.0368 1.0000 1.0000 4.250 0.1663 0.10473 0.08102 -0.0373 1.0000 1.0000 4.500 0.1782 0.10702 0.08263 -0.0377 1.0000 1.0000 4.750 0.1899 0.10931 0.08426 -0.0381 1.0000 1.0000 5.000 0.2014 0.11160 0.08593 -0.0386 1.0000 1.0000