XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 240 (KOLLER) 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 0.3906 0.01134 0.00386 -0.0797 0.7653 0.0652 0.500 0.4449 0.01102 0.00358 -0.0788 0.7428 0.0733 1.000 0.4993 0.01072 0.00333 -0.0779 0.7162 0.0878 1.500 0.5532 0.01030 0.00305 -0.0770 0.6869 0.1382 2.000 0.6121 0.00821 0.00304 -0.0774 0.6463 1.0000 2.500 0.6639 0.00845 0.00296 -0.0760 0.5933 1.0000 3.000 0.7155 0.00885 0.00303 -0.0747 0.5494 1.0000 3.500 0.7664 0.00940 0.00330 -0.0734 0.5064 1.0000 4.000 0.8180 0.00989 0.00362 -0.0723 0.4665 1.0000 4.500 0.8689 0.01041 0.00394 -0.0711 0.4160 1.0000 5.000 0.9189 0.01102 0.00434 -0.0698 0.3658 1.0000 5.500 0.9671 0.01183 0.00488 -0.0684 0.3152 1.0000 6.000 1.0154 0.01265 0.00553 -0.0671 0.2716 1.0000 6.500 1.0630 0.01353 0.00623 -0.0657 0.2232 1.0000 7.000 1.1094 0.01453 0.00704 -0.0642 0.1855 1.0000 7.500 1.1555 0.01549 0.00793 -0.0626 0.1632 1.0000 8.000 1.2006 0.01649 0.00890 -0.0610 0.1450 1.0000 8.500 1.2459 0.01743 0.00986 -0.0593 0.1243 1.0000 9.000 1.2896 0.01850 0.01087 -0.0575 0.0927 1.0000 9.500 1.3259 0.02018 0.01233 -0.0547 0.0607 1.0000 10.000 1.3573 0.02209 0.01428 -0.0512 0.0538 1.0000 10.500 1.3791 0.02437 0.01665 -0.0466 0.0494 1.0000 11.000 1.3874 0.02728 0.01957 -0.0407 0.0463 1.0000 11.500 1.4037 0.02990 0.02239 -0.0364 0.0435 1.0000 12.000 1.4149 0.03340 0.02590 -0.0322 0.0413 1.0000 12.500 1.4309 0.03654 0.02925 -0.0293 0.0386 1.0000 13.000 1.4469 0.04023 0.03304 -0.0264 0.0364 1.0000 13.500 1.4593 0.04407 0.03710 -0.0242 0.0340 1.0000 14.000 1.4686 0.04853 0.04179 -0.0221 0.0319 1.0000 14.500 1.4723 0.05338 0.04689 -0.0210 0.0300 1.0000 15.000 1.4688 0.05931 0.05310 -0.0204 0.0282 1.0000 15.500 1.4594 0.06612 0.06024 -0.0212 0.0266 1.0000 16.000 1.4593 0.07208 0.06627 -0.0216 0.0252 1.0000 16.500 1.4313 0.08276 0.07749 -0.0256 0.0243 1.0000 17.000 1.4122 0.09296 0.08804 -0.0300 0.0233 1.0000 17.500 1.3972 0.10277 0.09809 -0.0344 0.0225 1.0000 18.000 1.3844 0.11244 0.10791 -0.0390 0.0217 1.0000 18.500 1.3434 0.12881 0.12477 -0.0485 0.0214 1.0000 19.000 1.2890 0.14983 0.14629 -0.0618 0.0210 1.0000