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 -0.2490 0.07946 0.06989 0.0232 1.0001 0.6192 -2.750 -0.2293 0.07691 0.06738 0.0164 1.0001 0.5943 -2.500 -0.2001 0.07435 0.06482 0.0078 1.0001 0.5700 -2.250 -0.1625 0.07191 0.06230 -0.0020 1.0001 0.5484 -2.000 -0.1175 0.06970 0.05997 -0.0128 1.0001 0.5299 -1.750 -0.0805 0.06768 0.05796 -0.0195 1.0001 0.5185 -1.500 -0.0331 0.06617 0.05629 -0.0293 1.0001 0.5072 -1.250 0.0034 0.06491 0.05505 -0.0350 1.0001 0.5004 -1.000 0.0425 0.06429 0.05442 -0.0419 1.0001 0.4940 -0.750 0.0756 0.06469 0.05487 -0.0483 1.0001 0.4902 -0.500 0.0838 0.06772 0.05821 -0.0531 1.0001 0.4885 -0.250 0.0644 0.07392 0.06466 -0.0572 1.0001 0.4868 0.000 0.0664 0.07774 0.06843 -0.0615 1.0001 0.4859 0.250 0.1438 0.08064 0.07094 -0.0788 0.9645 0.4906 0.500 0.2409 0.08246 0.07219 -0.0964 0.9111 0.5057 0.750 0.2845 0.08410 0.07366 -0.1027 0.8827 0.5204 1.000 0.3236 0.08607 0.07551 -0.1081 0.8644 0.5406 1.250 0.3530 0.08813 0.07760 -0.1116 0.8526 0.5662 1.500 0.3740 0.09012 0.07984 -0.1135 0.8439 0.6008 1.750 0.3871 0.09167 0.08198 -0.1136 0.8371 0.6535 2.000 0.3823 0.09252 0.08342 -0.1107 0.8353 0.8831 2.250 0.4234 0.09647 0.08635 -0.1173 0.8266 0.9999 2.500 0.4392 0.09994 0.08913 -0.1192 0.8254 0.9999 2.750 0.4568 0.10360 0.09204 -0.1209 0.8270 0.9999 3.000 0.4474 0.10636 0.09454 -0.1191 0.8399 0.9999 3.250 0.4524 0.10973 0.09742 -0.1192 0.8537 0.9999 3.500 0.4483 0.11274 0.10008 -0.1181 0.8749 0.9999 3.750 0.4358 0.11528 0.10240 -0.1157 0.9059 0.9999 4.000 0.4010 0.11674 0.10396 -0.1093 0.9637 0.9999 4.250 0.3684 0.11674 0.10399 -0.1013 1.0001 0.9999 4.500 0.3847 0.11970 0.10627 -0.1020 1.0001 0.9999 4.750 0.4001 0.12265 0.10857 -0.1026 1.0001 0.9999 5.000 0.4150 0.12562 0.11094 -0.1033 1.0001 0.9999