XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRF 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.4930 0.00543 -0.00252 -0.0691 0.5344 0.0628 1.000 0.5482 0.00494 -0.00335 -0.0682 0.5271 0.0591 1.500 0.6015 0.00452 -0.00378 -0.0677 0.5206 0.0633 2.000 0.6538 0.00416 -0.00400 -0.0670 0.5137 0.0687 2.500 0.7057 0.00385 -0.00419 -0.0663 0.5060 0.0789 3.000 0.7584 0.00371 -0.00426 -0.0657 0.5002 0.1041 4.000 0.8802 0.00319 -0.00297 -0.0685 0.4874 1.0000 4.500 0.9317 0.00330 -0.00292 -0.0677 0.4798 1.0000 5.000 0.9819 0.00334 -0.00291 -0.0666 0.4656 1.0000 5.500 1.0304 0.00318 -0.00321 -0.0650 0.4360 1.0000 6.000 1.0770 0.00319 -0.00332 -0.0635 0.3977 1.0000 6.500 1.1236 0.00335 -0.00321 -0.0621 0.3671 1.0000 7.000 1.1479 0.00431 -0.00296 -0.0581 0.2397 1.0000 7.500 1.1756 0.00531 -0.00219 -0.0547 0.1906 1.0000 8.000 1.1829 0.00701 -0.00099 -0.0489 0.0936 1.0000 8.500 1.1741 0.00870 0.00057 -0.0409 0.0576 1.0000 9.000 1.1693 0.01062 0.00257 -0.0358 0.0444 1.0000 9.500 1.1742 0.01316 0.00524 -0.0331 0.0380 1.0000 10.000 1.1795 0.01643 0.00863 -0.0309 0.0326 1.0000 10.500 1.1798 0.02079 0.01305 -0.0289 0.0239 1.0000 11.500 1.1639 0.03354 0.02595 -0.0261 0.0048 1.0000 12.000 1.1611 0.04035 0.03294 -0.0253 0.0043 1.0000 12.500 1.1607 0.04744 0.04021 -0.0251 0.0041 1.0000 13.500 1.1577 0.06301 0.05619 -0.0258 0.0039 1.0000 14.000 1.1559 0.07114 0.06454 -0.0268 0.0039 1.0000 14.500 1.1540 0.07934 0.07295 -0.0282 0.0039 1.0000 15.000 1.1514 0.08754 0.08138 -0.0300 0.0039 1.0000 15.500 1.1481 0.09569 0.08976 -0.0322 0.0039 1.0000 16.000 1.1432 0.10384 0.09816 -0.0350 0.0039 1.0000 16.500 1.1354 0.11211 0.10670 -0.0385 0.0039 1.0000 17.000 1.1194 0.12047 0.11537 -0.0432 0.0039 1.0000 17.500 1.1021 0.12884 0.12406 -0.0486 0.0039 1.0000 18.000 1.0852 0.13795 0.13346 -0.0546 0.0040 1.0000 18.500 1.0695 0.14729 0.14309 -0.0609 0.0040 1.0000 19.000 1.0546 0.15696 0.15301 -0.0674 0.0040 1.0000 19.500 1.0408 0.16687 0.16317 -0.0741 0.0041 1.0000 20.000 1.0265 0.17740 0.17394 -0.0810 0.0041 1.0000 20.500 1.0110 0.18895 0.18572 -0.0883 0.0042 1.0000 21.000 0.9974 0.20077 0.19774 -0.0954 0.0043 1.0000 21.500 0.9892 0.21163 0.20877 -0.1016 0.0044 1.0000 22.000 0.9861 0.22126 0.21853 -0.1071 0.0045 1.0000 22.500 0.9834 0.23112 0.22854 -0.1124 0.0047 1.0000 23.000 0.9776 0.24275 0.24033 -0.1182 0.0048 1.0000 23.500 0.9609 0.26049 0.25827 -0.1258 0.0051 1.0000 24.000 1.2172 0.23889 0.23559 -0.1094 0.0048 1.0000 24.500 1.1982 0.25599 0.25293 -0.1196 0.0050 1.0000