XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 167 (V.KARMAN PROP.2) AIRFOI 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3029 0.01407 0.00499 -0.0546 0.5500 0.0643 0.500 0.3609 0.01347 0.00452 -0.0549 0.5403 0.0738 1.000 0.4187 0.01329 0.00429 -0.0552 0.5304 0.0707 1.500 0.4774 0.01294 0.00416 -0.0556 0.5236 0.1183 2.000 0.5305 0.01066 0.00409 -0.0549 0.5164 1.0000 2.500 0.5879 0.01083 0.00421 -0.0551 0.5045 1.0000 3.000 0.6461 0.01126 0.00449 -0.0555 0.5015 1.0000 3.500 0.7038 0.01148 0.00479 -0.0558 0.4933 1.0000 4.000 0.7605 0.01162 0.00483 -0.0558 0.4779 1.0000 4.500 0.8174 0.01170 0.00490 -0.0560 0.4642 1.0000 5.000 0.8745 0.01194 0.00520 -0.0562 0.4547 1.0000 5.500 0.9313 0.01200 0.00534 -0.0562 0.4376 1.0000 6.000 0.9877 0.01224 0.00570 -0.0564 0.4261 1.0000 6.500 1.0433 0.01230 0.00578 -0.0562 0.3937 1.0000 7.000 1.0969 0.01271 0.00615 -0.0559 0.3377 1.0000 7.500 1.1399 0.01456 0.00735 -0.0549 0.2268 1.0000 8.000 1.1713 0.01780 0.00965 -0.0526 0.0811 1.0000 9.000 1.2471 0.02153 0.01351 -0.0484 0.0629 1.0000 10.000 1.2972 0.02590 0.01809 -0.0413 0.0564 1.0000 10.500 1.2989 0.02922 0.02146 -0.0356 0.0539 1.0000 11.000 1.3145 0.03231 0.02471 -0.0329 0.0506 1.0000 11.500 1.3274 0.03603 0.02850 -0.0306 0.0482 1.0000 12.000 1.3441 0.03964 0.03227 -0.0294 0.0453 1.0000 12.500 1.3630 0.04303 0.03571 -0.0269 0.0432 1.0000 13.000 1.3789 0.04682 0.03965 -0.0258 0.0403 1.0000 13.500 1.3899 0.05127 0.04432 -0.0251 0.0373 1.0000 14.000 1.4072 0.05495 0.04810 -0.0238 0.0356 1.0000 14.500 1.4076 0.06077 0.05422 -0.0245 0.0329 1.0000 15.000 1.4166 0.06547 0.05901 -0.0244 0.0312 1.0000 15.500 1.4116 0.07229 0.06619 -0.0255 0.0291 1.0000 16.000 1.4116 0.07861 0.07269 -0.0270 0.0276 1.0000 16.500 1.4063 0.08593 0.08028 -0.0287 0.0261 1.0000 17.000 1.3973 0.09428 0.08893 -0.0316 0.0245 1.0000 17.500 1.3992 0.10069 0.09537 -0.0337 0.0233 1.0000 18.000 1.3724 0.11280 0.10802 -0.0389 0.0219 1.0000 18.500 1.3637 0.12222 0.11764 -0.0439 0.0209 1.0000 19.000 1.3546 0.13161 0.12716 -0.0487 0.0197 1.0000 19.500 1.3233 0.14656 0.14256 -0.0573 0.0182 1.0000 20.000 1.2751 0.16574 0.16225 -0.0682 0.0192 1.0000