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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2563 0.08866 0.07746 0.0385 1.0000 0.7237 -2.750 -0.2858 0.08725 0.07629 0.0428 1.0000 0.7134 -2.500 -0.2990 0.08531 0.07450 0.0447 1.0000 0.7040 -2.250 -0.3149 0.08336 0.07271 0.0466 1.0000 0.6945 -2.000 -0.3309 0.08141 0.07084 0.0483 1.0000 0.6858 -1.750 -0.3316 0.07916 0.06867 0.0481 1.0000 0.6780 -1.500 -0.3339 0.07705 0.06660 0.0477 1.0000 0.6706 -1.250 -0.3318 0.07507 0.06453 0.0464 1.0000 0.6641 -1.000 -0.3185 0.07306 0.06251 0.0443 1.0000 0.6600 -0.750 -0.3026 0.07128 0.06068 0.0417 1.0000 0.6569 -0.500 -0.2831 0.06975 0.05905 0.0386 1.0000 0.6553 -0.250 -0.2610 0.06849 0.05772 0.0352 1.0000 0.6558 0.000 -0.2375 0.06761 0.05678 0.0316 1.0000 0.6583 0.250 -0.2140 0.06717 0.05631 0.0278 1.0000 0.6627 0.500 -0.1937 0.06723 0.05649 0.0243 1.0000 0.6690 0.750 -0.1795 0.06811 0.05751 0.0208 1.0000 0.6762 1.000 -0.1703 0.06983 0.05925 0.0171 1.0000 0.6827 1.250 -0.1591 0.07162 0.06110 0.0133 1.0000 0.6914 1.500 -0.1433 0.07324 0.06274 0.0092 1.0000 0.7040 1.750 -0.1224 0.07466 0.06432 0.0046 1.0000 0.7240 2.000 -0.0948 0.07592 0.06599 -0.0009 1.0000 0.7605 2.250 -0.0696 0.07615 0.06681 -0.0072 1.0000 1.0000 2.500 -0.0423 0.07867 0.06865 -0.0134 1.0000 1.0000 2.750 -0.0132 0.08144 0.07067 -0.0195 1.0000 1.0000 3.000 0.0166 0.08439 0.07280 -0.0251 1.0000 1.0000 3.250 0.0451 0.08735 0.07488 -0.0299 1.0000 1.0000 3.500 0.0709 0.09026 0.07695 -0.0336 1.0000 1.0000 3.750 0.0941 0.09307 0.07892 -0.0363 1.0000 1.0000 4.000 0.1151 0.09580 0.08082 -0.0383 1.0000 1.0000 4.250 0.1340 0.09841 0.08262 -0.0397 1.0000 1.0000 4.500 0.1512 0.10094 0.08435 -0.0406 1.0000 1.0000 4.750 0.1672 0.10341 0.08607 -0.0411 1.0000 1.0000 5.000 0.1821 0.10585 0.08778 -0.0415 1.0000 1.0000