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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2265 0.08331 0.07110 0.0302 1.0001 0.7170 -2.750 -0.2269 0.08123 0.06919 0.0293 1.0001 0.7068 -2.500 -0.2205 0.07900 0.06714 0.0273 1.0001 0.6973 -2.250 -0.2096 0.07691 0.06513 0.0235 1.0001 0.6886 -2.000 -0.1893 0.07463 0.06296 0.0195 1.0001 0.6828 -1.750 -0.1643 0.07253 0.06094 0.0144 1.0001 0.6781 -1.500 -0.1345 0.07062 0.05910 0.0085 1.0001 0.6760 -1.250 -0.1017 0.06892 0.05747 0.0025 1.0001 0.6771 -1.000 -0.0670 0.06750 0.05614 -0.0036 1.0001 0.6811 -0.750 -0.0297 0.06646 0.05517 -0.0103 1.0001 0.6881 -0.500 0.0017 0.06568 0.05464 -0.0148 1.0001 0.6993 -0.250 0.0327 0.06550 0.05474 -0.0199 1.0001 0.7153 0.000 0.0573 0.06611 0.05570 -0.0244 1.0001 0.7339 0.250 0.0702 0.06806 0.05809 -0.0283 1.0001 0.7504 0.500 0.0742 0.07166 0.06198 -0.0329 1.0001 0.7628 0.750 0.0800 0.07513 0.06564 -0.0374 1.0001 0.7803 1.000 0.0889 0.07770 0.06846 -0.0411 1.0001 0.8101 1.250 0.0979 0.07966 0.07067 -0.0444 1.0001 0.8654 1.500 0.0896 0.08029 0.07146 -0.0448 1.0001 0.9999 1.750 0.1363 0.08471 0.07518 -0.0580 1.0001 0.9999 2.000 0.1781 0.08900 0.07859 -0.0687 1.0001 0.9999 2.250 0.2126 0.09294 0.08161 -0.0765 1.0001 0.9999 2.500 0.2409 0.09657 0.08428 -0.0818 1.0001 0.9999 2.750 0.2646 0.09993 0.08675 -0.0854 1.0001 0.9999 3.000 0.2852 0.10311 0.08906 -0.0879 1.0001 0.9999 3.250 0.3037 0.10617 0.09128 -0.0896 1.0001 0.9999 3.500 0.3207 0.10914 0.09347 -0.0909 1.0001 0.9999 3.750 0.3367 0.11207 0.09564 -0.0919 1.0001 0.9999 4.000 0.3518 0.11497 0.09784 -0.0928 1.0001 0.9999 4.250 0.3664 0.11787 0.10007 -0.0937 1.0001 0.9999 4.500 0.3806 0.12077 0.10237 -0.0946 1.0001 0.9999 4.750 0.3945 0.12367 0.10473 -0.0956 1.0001 0.9999 5.000 0.4082 0.12658 0.10715 -0.0966 1.0001 0.9999