XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL 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 0.4493 0.01184 0.00381 -0.0864 0.6595 0.0666 0.500 0.5033 0.01137 0.00336 -0.0856 0.6332 0.0682 1.000 0.5577 0.01106 0.00306 -0.0849 0.6057 0.0752 1.500 0.6118 0.01094 0.00290 -0.0842 0.5747 0.0857 2.000 0.6627 0.00888 0.00296 -0.0830 0.5401 1.0000 2.500 0.7147 0.00925 0.00303 -0.0819 0.4936 1.0000 3.000 0.7650 0.00982 0.00319 -0.0805 0.4257 1.0000 3.500 0.8146 0.01057 0.00353 -0.0793 0.3684 1.0000 4.000 0.8651 0.01131 0.00402 -0.0782 0.3394 1.0000 4.500 0.9164 0.01199 0.00456 -0.0773 0.3213 1.0000 5.000 0.9676 0.01272 0.00518 -0.0764 0.3077 1.0000 5.500 1.0194 0.01339 0.00581 -0.0756 0.2978 1.0000 6.000 1.0713 0.01410 0.00653 -0.0748 0.2893 1.0000 6.500 1.1229 0.01482 0.00728 -0.0741 0.2805 1.0000 7.000 1.1742 0.01557 0.00807 -0.0733 0.2725 1.0000 7.500 1.2243 0.01618 0.00878 -0.0723 0.2615 1.0000 8.000 1.2734 0.01667 0.00939 -0.0712 0.2493 1.0000 8.500 1.3216 0.01722 0.01006 -0.0700 0.2375 1.0000 9.000 1.3688 0.01776 0.01076 -0.0687 0.2250 1.0000 9.500 1.4149 0.01823 0.01141 -0.0672 0.2088 1.0000 10.000 1.4600 0.01875 0.01213 -0.0656 0.1831 1.0000 10.500 1.4886 0.02074 0.01373 -0.0622 0.1025 1.0000 11.000 1.5010 0.02394 0.01675 -0.0568 0.0670 1.0000 11.500 1.5100 0.02670 0.01955 -0.0509 0.0524 1.0000 12.000 1.5123 0.03014 0.02312 -0.0456 0.0453 1.0000 12.500 1.5103 0.03461 0.02778 -0.0421 0.0404 1.0000 13.000 1.5037 0.04044 0.03381 -0.0406 0.0371 1.0000 13.500 1.4969 0.04702 0.04059 -0.0405 0.0340 1.0000 14.000 1.4872 0.05436 0.04819 -0.0412 0.0314 1.0000 14.500 1.4728 0.06261 0.05665 -0.0427 0.0291 1.0000 15.000 1.4565 0.07135 0.06561 -0.0443 0.0276 1.0000 15.500 1.4402 0.08035 0.07474 -0.0465 0.0260 1.0000 16.000 1.4256 0.08992 0.08458 -0.0496 0.0241 1.0000 16.500 1.4137 0.09871 0.09348 -0.0521 0.0226 1.0000 17.000 1.4028 0.10774 0.10277 -0.0548 0.0213 1.0000 17.500 1.3979 0.11556 0.11066 -0.0574 0.0200 1.0000 18.000 1.3731 0.12898 0.12438 -0.0648 0.0174 1.0000 18.500 1.3760 0.13528 0.13083 -0.0665 0.0174 1.0000 19.000 1.3648 0.14506 0.14085 -0.0711 0.0162 1.0000 19.500 1.3560 0.15493 0.15081 -0.0767 0.0144 1.0000 20.000 1.3435 0.16565 0.16183 -0.0824 0.0138 1.0000 20.500 1.3236 0.17963 0.17612 -0.0915 0.0126 1.0000 21.000 1.3012 0.19440 0.19125 -0.1009 0.0129 1.0000