XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 198 (L.F.G. 5294) 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 0.6915 0.01796 0.01223 -0.1451 0.7679 0.0755 0.500 0.7516 0.01642 0.01031 -0.1456 0.7430 0.0942 1.000 0.8089 0.01501 0.00863 -0.1457 0.7075 0.1077 1.500 0.8717 0.01246 0.00515 -0.1444 0.6676 0.0505 2.000 0.9269 0.01184 0.00433 -0.1440 0.6253 0.0527 2.500 0.9815 0.01183 0.00419 -0.1435 0.5887 0.0735 3.000 1.0356 0.01193 0.00429 -0.1434 0.5549 0.1419 3.500 1.0809 0.01096 0.00463 -0.1413 0.5247 1.0000 4.000 1.1324 0.01156 0.00497 -0.1405 0.4875 1.0000 4.500 1.1821 0.01219 0.00537 -0.1394 0.4319 1.0000 5.000 1.2231 0.01356 0.00608 -0.1372 0.3426 1.0000 5.500 1.2686 0.01459 0.00685 -0.1357 0.3046 1.0000 6.000 1.3144 0.01551 0.00761 -0.1342 0.2624 1.0000 6.500 1.3451 0.01772 0.00901 -0.1307 0.1363 1.0000 7.000 1.3695 0.02029 0.01108 -0.1261 0.0608 1.0000 7.500 1.4072 0.02146 0.01234 -0.1233 0.0554 1.0000 8.000 1.4369 0.02295 0.01393 -0.1193 0.0510 1.0000 8.500 1.4703 0.02401 0.01509 -0.1160 0.0440 1.0000 9.000 1.5001 0.02544 0.01658 -0.1125 0.0393 1.0000 9.500 1.5327 0.02676 0.01793 -0.1096 0.0315 1.0000 10.000 1.5448 0.02978 0.02081 -0.1047 0.0063 1.0000 10.500 1.5613 0.03262 0.02386 -0.1007 0.0055 1.0000 11.000 1.5749 0.03584 0.02737 -0.0968 0.0051 1.0000 11.500 1.5846 0.03959 0.03137 -0.0932 0.0049 1.0000 12.000 1.5905 0.04394 0.03599 -0.0899 0.0048 1.0000 12.500 1.5926 0.04893 0.04126 -0.0870 0.0046 1.0000 13.000 1.5915 0.05464 0.04724 -0.0848 0.0046 1.0000 13.500 1.5872 0.06121 0.05411 -0.0834 0.0046 1.0000 14.000 1.5802 0.06866 0.06187 -0.0829 0.0045 1.0000 14.500 1.5700 0.07703 0.07059 -0.0833 0.0046 1.0000 15.000 1.5562 0.08630 0.08017 -0.0845 0.0046 1.0000 15.500 1.5402 0.09618 0.09034 -0.0863 0.0046 1.0000 16.000 1.5237 0.10645 0.10089 -0.0889 0.0047 1.0000 16.500 1.5087 0.11673 0.11145 -0.0920 0.0047 1.0000 17.000 1.4952 0.12707 0.12206 -0.0958 0.0048 1.0000 17.500 1.4845 0.13706 0.13230 -0.0999 0.0048 1.0000 18.000 1.4762 0.14678 0.14227 -0.1044 0.0049 1.0000 18.500 1.4691 0.15643 0.15216 -0.1094 0.0050 1.0000 19.000 1.4621 0.16627 0.16227 -0.1149 0.0051 1.0000 19.500 1.4546 0.17669 0.17296 -0.1214 0.0053 1.0000 20.000 1.4436 0.18854 0.18512 -0.1294 0.0054 1.0000 20.500 1.4304 0.20177 0.19864 -0.1390 0.0055 1.0000 21.000 1.4137 0.21728 0.21445 -0.1505 0.0056 1.0000 21.500 1.3871 0.23887 0.23634 -0.1663 0.0058 1.0000 22.000 1.3527 0.27152 0.26907 -0.1875 0.0066 1.0000