XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 176 (ALBATROS 7020) 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 0.4538 0.01130 0.00352 -0.1003 0.6014 0.2974 0.500 0.5082 0.01134 0.00346 -0.0995 0.5690 0.3083 1.000 0.5620 0.01141 0.00347 -0.0986 0.5347 0.3206 1.500 0.6148 0.01156 0.00353 -0.0976 0.4896 0.3345 2.000 0.6665 0.01178 0.00360 -0.0965 0.4258 0.3518 2.500 0.7172 0.01218 0.00382 -0.0953 0.3717 0.3759 3.000 0.7694 0.01249 0.00418 -0.0945 0.3514 0.4227 3.500 0.8147 0.01171 0.00460 -0.0919 0.3374 1.0000 4.000 0.8678 0.01229 0.00502 -0.0911 0.3268 1.0000 4.500 0.9205 0.01289 0.00552 -0.0903 0.3153 1.0000 5.500 1.0254 0.01399 0.00655 -0.0886 0.2935 1.0000 6.000 1.0773 0.01449 0.00709 -0.0877 0.2828 1.0000 6.500 1.1289 0.01496 0.00763 -0.0867 0.2723 1.0000 7.000 1.1803 0.01528 0.00808 -0.0857 0.2584 1.0000 7.500 1.2310 0.01565 0.00853 -0.0845 0.2416 1.0000 8.000 1.2816 0.01602 0.00900 -0.0834 0.2165 1.0000 9.000 1.3575 0.01899 0.01142 -0.0780 0.1101 1.0000 9.500 1.3927 0.02058 0.01293 -0.0749 0.0809 1.0000 10.000 1.4211 0.02251 0.01469 -0.0709 0.0562 1.0000 10.500 1.4429 0.02443 0.01672 -0.0659 0.0525 1.0000 11.000 1.4551 0.02694 0.01936 -0.0604 0.0502 1.0000 11.500 1.4631 0.02998 0.02257 -0.0555 0.0486 1.0000 12.000 1.4656 0.03400 0.02677 -0.0519 0.0471 1.0000 12.500 1.4619 0.03925 0.03217 -0.0495 0.0460 1.0000 13.000 1.4572 0.04503 0.03806 -0.0478 0.0449 1.0000 13.500 1.4612 0.05022 0.04346 -0.0470 0.0437 1.0000 14.000 1.4623 0.05564 0.04895 -0.0459 0.0417 1.0000 14.500 1.4686 0.06034 0.05373 -0.0441 0.0399 1.0000 15.000 1.4742 0.06550 0.05909 -0.0435 0.0385 1.0000 15.500 1.4783 0.07075 0.06439 -0.0428 0.0357 1.0000 16.000 1.4804 0.07675 0.07068 -0.0431 0.0346 1.0000 16.500 1.4877 0.08182 0.07582 -0.0427 0.0327 1.0000 17.000 1.4791 0.08968 0.08396 -0.0451 0.0312 1.0000 17.500 1.4732 0.09736 0.09195 -0.0469 0.0304 1.0000 18.000 1.4690 0.10487 0.09964 -0.0496 0.0289 1.0000 18.500 1.4615 0.11300 0.10798 -0.0528 0.0276 1.0000 19.000 1.4322 0.12634 0.12174 -0.0611 0.0262 1.0000 19.500 1.4233 0.13563 0.13125 -0.0660 0.0251 1.0000 20.000 1.4113 0.14571 0.14153 -0.0718 0.0238 1.0000 20.500 1.3819 0.16070 0.15694 -0.0821 0.0229 1.0000 21.000 1.3425 0.17860 0.17528 -0.0940 0.0224 1.0000 21.500 1.3667 0.18092 0.17747 -0.0958 0.0208 1.0000