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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0586 0.08303 0.06705 -0.0168 0.9999 1.0001 -2.750 0.0540 0.08203 0.06632 -0.0154 0.9999 1.0001 -2.500 0.0487 0.08102 0.06560 -0.0139 0.9999 1.0001 -2.250 0.0425 0.08001 0.06488 -0.0124 0.9999 1.0001 -2.000 0.0356 0.07899 0.06415 -0.0108 0.9999 1.0001 -1.750 0.0277 0.07794 0.06341 -0.0092 0.9999 1.0001 -1.500 0.0190 0.07688 0.06266 -0.0075 0.9999 1.0001 -1.250 0.0093 0.07578 0.06189 -0.0058 0.9999 1.0001 -1.000 -0.0010 0.07465 0.06109 -0.0041 0.9999 1.0001 -0.750 -0.0118 0.07350 0.06026 -0.0025 0.9999 1.0001 -0.500 -0.0199 0.07242 0.05946 -0.0017 0.9999 1.0001 -0.250 -0.0186 0.07158 0.05880 -0.0034 0.9999 1.0001 0.000 -0.0013 0.07134 0.05856 -0.0090 0.9999 1.0001 0.250 0.0340 0.07208 0.05903 -0.0190 0.9999 1.0001 0.500 0.0785 0.07397 0.06042 -0.0311 0.9999 1.0001 0.750 0.1172 0.07678 0.06256 -0.0416 0.9999 1.0001 1.000 0.1443 0.08009 0.06520 -0.0494 0.9999 1.0001 1.250 0.1644 0.08362 0.06802 -0.0554 0.9999 1.0001 1.500 0.1819 0.08711 0.07075 -0.0602 0.9999 1.0001 1.750 0.1984 0.09047 0.07330 -0.0641 0.9999 1.0001 2.000 0.2141 0.09367 0.07565 -0.0671 0.9999 1.0001 2.250 0.2290 0.09673 0.07788 -0.0695 0.9999 1.0001 2.500 0.2432 0.09967 0.08001 -0.0713 0.9999 1.0001 2.750 0.2568 0.10253 0.08209 -0.0728 0.9999 1.0001 3.000 0.2699 0.10533 0.08413 -0.0741 0.9999 1.0001 3.250 0.2828 0.10808 0.08616 -0.0752 0.9999 1.0001 3.500 0.2954 0.11079 0.08820 -0.0763 0.9999 1.0001 3.750 0.3078 0.11349 0.09023 -0.0773 0.9999 1.0001 4.000 0.3203 0.11618 0.09232 -0.0783 0.9999 1.0001 4.250 0.3327 0.11885 0.09443 -0.0793 0.9999 1.0001 4.500 0.3451 0.12153 0.09656 -0.0803 0.9999 1.0001 4.750 0.3575 0.12420 0.09873 -0.0813 0.9999 1.0001 5.000 0.3699 0.12688 0.10092 -0.0823 0.9999 1.0001