XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 256 (JUNKERS E) 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 0.4951 0.01173 0.00473 -0.0981 0.7080 0.3606 0.500 0.5722 0.01076 0.00547 -0.1006 0.6938 0.9573 1.000 0.7333 0.01088 0.00535 -0.1224 0.6734 0.9968 1.500 0.7927 0.01085 0.00518 -0.1234 0.6510 1.0000 2.000 0.8368 0.01092 0.00513 -0.1212 0.6229 1.0000 2.500 0.8784 0.01111 0.00512 -0.1184 0.5892 1.0000 3.000 0.9171 0.01150 0.00526 -0.1151 0.5551 1.0000 3.500 0.9541 0.01202 0.00554 -0.1115 0.5268 1.0000 4.000 0.9909 0.01257 0.00591 -0.1080 0.5047 1.0000 4.500 1.0275 0.01310 0.00633 -0.1045 0.4870 1.0000 5.000 1.0632 0.01363 0.00677 -0.1008 0.4717 1.0000 5.500 1.0972 0.01418 0.00723 -0.0968 0.4576 1.0000 6.000 1.1270 0.01470 0.00768 -0.0919 0.4431 1.0000 6.500 1.1491 0.01518 0.00814 -0.0856 0.4277 1.0000 7.000 1.1611 0.01563 0.00856 -0.0772 0.4125 1.0000 7.500 1.1810 0.01621 0.00909 -0.0709 0.3978 1.0000 8.000 1.2081 0.01687 0.00978 -0.0662 0.3840 1.0000 8.500 1.2382 0.01764 0.01060 -0.0624 0.3705 1.0000 9.000 1.2656 0.01861 0.01156 -0.0586 0.3544 1.0000 9.500 1.2935 0.01972 0.01270 -0.0551 0.3376 1.0000 10.000 1.3180 0.02113 0.01410 -0.0516 0.3179 1.0000 10.500 1.3441 0.02265 0.01567 -0.0486 0.2977 1.0000 11.000 1.3618 0.02479 0.01775 -0.0450 0.2655 1.0000 11.500 1.3715 0.02767 0.02048 -0.0412 0.2230 1.0000 12.500 1.3621 0.03648 0.02889 -0.0328 0.1453 1.0000 13.000 1.3689 0.04045 0.03290 -0.0304 0.1304 1.0000 13.500 1.3774 0.04447 0.03698 -0.0284 0.1168 1.0000 14.000 1.3829 0.04898 0.04154 -0.0267 0.1036 1.0000 14.500 1.3827 0.05432 0.04690 -0.0253 0.0887 1.0000 15.000 1.3784 0.06037 0.05297 -0.0243 0.0706 1.0000 16.000 1.3333 0.07777 0.07036 -0.0238 0.0291 1.0000 16.500 1.3247 0.08522 0.07795 -0.0244 0.0222 1.0000 17.000 1.3181 0.09258 0.08545 -0.0254 0.0145 1.0000 17.500 1.3045 0.10100 0.09395 -0.0268 0.0089 1.0000 18.500 1.2943 0.11597 0.10925 -0.0305 0.0072 1.0000 19.000 1.2910 0.12335 0.11682 -0.0329 0.0070 1.0000 19.500 1.2875 0.13088 0.12457 -0.0356 0.0068 1.0000 20.000 1.2835 0.13856 0.13245 -0.0388 0.0067 1.0000 20.500 1.2788 0.14652 0.14061 -0.0425 0.0066 1.0000 21.000 1.2734 0.15474 0.14904 -0.0467 0.0065 1.0000 21.500 1.2673 0.16320 0.15769 -0.0514 0.0065 1.0000 22.000 1.2611 0.17182 0.16651 -0.0565 0.0064 1.0000 22.500 1.2547 0.18068 0.17556 -0.0621 0.0064 1.0000 23.000 1.2496 0.18942 0.18448 -0.0679 0.0064 1.0000 23.500 1.2466 0.19781 0.19304 -0.0738 0.0064 1.0000 24.000 1.2467 0.20556 0.20093 -0.0795 0.0064 1.0000 24.500 1.2495 0.21267 0.20815 -0.0850 0.0063 1.0000 25.000 1.2555 0.21901 0.21460 -0.0901 0.0063 1.0000 25.500 1.2628 0.22498 0.22067 -0.0951 0.0063 1.0000 26.000 1.2717 0.23048 0.22627 -0.1000 0.0063 1.0000 26.500 1.2804 0.23598 0.23190 -0.1049 0.0064 1.0000 27.000 1.2881 0.24167 0.23771 -0.1102 0.0064 1.0000 27.500 1.2942 0.24780 0.24400 -0.1158 0.0064 1.0000 28.000 1.2972 0.25477 0.25115 -0.1221 0.0065 1.0000 28.500 1.2941 0.26378 0.26039 -0.1299 0.0067 1.0000