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 0.0697 0.08075 0.06366 -0.0202 1.0001 0.9999 -2.750 0.0686 0.07947 0.06269 -0.0193 1.0001 0.9999 -2.500 0.0664 0.07821 0.06179 -0.0182 1.0001 0.9999 -2.250 0.0630 0.07700 0.06093 -0.0170 1.0001 0.9999 -2.000 0.0582 0.07581 0.06011 -0.0157 1.0001 0.9999 -1.750 0.0520 0.07464 0.05932 -0.0141 1.0001 0.9999 -1.500 0.0444 0.07348 0.05855 -0.0125 1.0001 0.9999 -1.250 0.0353 0.07233 0.05779 -0.0107 1.0001 0.9999 -1.000 0.0252 0.07118 0.05704 -0.0088 1.0001 0.9999 -0.750 0.0147 0.07007 0.05630 -0.0071 1.0001 0.9999 -0.500 0.0095 0.06909 0.05562 -0.0069 1.0001 0.9999 -0.250 0.0177 0.06850 0.05519 -0.0101 1.0001 0.9999 0.000 0.0451 0.06867 0.05530 -0.0180 1.0001 0.9999 0.250 0.0892 0.06996 0.05622 -0.0298 1.0001 0.9999 0.500 0.1350 0.07236 0.05798 -0.0417 1.0001 0.9999 0.750 0.1689 0.07555 0.06049 -0.0507 1.0001 0.9999 1.000 0.1903 0.07924 0.06352 -0.0571 1.0001 0.9999 1.250 0.2058 0.08310 0.06671 -0.0620 1.0001 0.9999 1.500 0.2197 0.08687 0.06976 -0.0661 1.0001 0.9999 1.750 0.2338 0.09044 0.07257 -0.0694 1.0001 0.9999 2.000 0.2479 0.09386 0.07518 -0.0722 1.0001 0.9999 2.250 0.2618 0.09712 0.07761 -0.0744 1.0001 0.9999 2.500 0.2753 0.10025 0.07996 -0.0762 1.0001 0.9999 2.750 0.2885 0.10328 0.08224 -0.0777 1.0001 0.9999 3.000 0.3015 0.10625 0.08448 -0.0791 1.0001 0.9999 3.250 0.3143 0.10917 0.08671 -0.0804 1.0001 0.9999 3.500 0.3271 0.11206 0.08895 -0.0816 1.0001 0.9999 3.750 0.3398 0.11492 0.09120 -0.0828 1.0001 0.9999 4.000 0.3526 0.11777 0.09346 -0.0839 1.0001 0.9999 4.250 0.3654 0.12061 0.09575 -0.0851 1.0001 0.9999 4.500 0.3782 0.12344 0.09806 -0.0863 1.0001 0.9999 4.750 0.3911 0.12626 0.10040 -0.0875 1.0001 0.9999 5.000 0.4040 0.12909 0.10277 -0.0887 1.0001 0.9999