XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 406c 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2940 0.08328 0.07453 0.0350 0.9999 0.6328 -2.750 -0.2836 0.08089 0.07217 0.0295 0.9999 0.6090 -2.500 -0.2617 0.07838 0.06964 0.0218 0.9999 0.5856 -2.250 -0.2296 0.07590 0.06708 0.0125 0.9999 0.5639 -2.000 -0.1890 0.07360 0.06465 0.0021 0.9999 0.5445 -1.750 -0.1403 0.07159 0.06245 -0.0096 0.9999 0.5267 -1.500 -0.1012 0.06982 0.06065 -0.0168 0.9999 0.5151 -1.250 -0.0526 0.06867 0.05928 -0.0270 0.9999 0.5027 -1.000 -0.0161 0.06792 0.05854 -0.0334 0.9999 0.4951 -0.750 0.0162 0.06820 0.05885 -0.0401 0.9999 0.4901 -0.500 0.0263 0.07070 0.06158 -0.0452 0.9999 0.4878 -0.250 0.0172 0.07523 0.06628 -0.0496 0.9999 0.4861 0.000 0.0240 0.07844 0.06941 -0.0544 0.9999 0.4847 0.250 0.0389 0.08092 0.07170 -0.0591 0.9999 0.4841 0.500 0.1519 0.08537 0.07555 -0.0814 0.9360 0.4927 0.750 0.2006 0.08812 0.07790 -0.0900 0.9127 0.5013 1.000 0.2318 0.09036 0.07997 -0.0947 0.8985 0.5111 1.250 0.2547 0.09247 0.08189 -0.0977 0.8878 0.5231 1.500 0.2865 0.09474 0.08411 -0.1017 0.8751 0.5430 1.750 0.3034 0.09664 0.08611 -0.1032 0.8687 0.5645 2.000 0.3246 0.09860 0.08839 -0.1050 0.8637 0.6009 2.250 0.3309 0.10014 0.09043 -0.1046 0.8678 0.6444 2.750 0.3099 0.10240 0.09319 -0.0999 0.9129 1.0001 3.000 0.2687 0.10236 0.09321 -0.0919 0.9738 0.8501 3.500 0.2709 0.10482 0.09485 -0.0897 0.9999 1.0001 3.750 0.2929 0.10794 0.09719 -0.0920 0.9999 1.0001 4.000 0.3124 0.11091 0.09943 -0.0936 0.9999 1.0001 4.250 0.3301 0.11381 0.10162 -0.0945 0.9999 1.0001 4.500 0.3467 0.11666 0.10378 -0.0952 0.9999 1.0001 4.750 0.3623 0.11950 0.10595 -0.0958 0.9999 1.0001 5.000 0.3773 0.12233 0.10815 -0.0963 0.9999 1.0001