XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 277 (DAIMLER VIII) 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 0.3334 0.01177 0.00379 -0.0639 0.6726 0.0690 0.500 0.3866 0.01126 0.00320 -0.0630 0.6256 0.0703 1.000 0.4402 0.01117 0.00300 -0.0622 0.5736 0.0809 1.500 0.4931 0.01078 0.00282 -0.0615 0.5235 0.2071 2.500 0.6014 0.00967 0.00314 -0.0603 0.4379 1.0000 3.000 0.6546 0.01014 0.00338 -0.0596 0.4096 1.0000 3.500 0.7081 0.01062 0.00369 -0.0590 0.3878 1.0000 4.000 0.7614 0.01112 0.00403 -0.0584 0.3698 1.0000 4.500 0.8153 0.01166 0.00448 -0.0579 0.3586 1.0000 5.000 0.8690 0.01214 0.00493 -0.0573 0.3448 1.0000 5.500 0.9223 0.01266 0.00543 -0.0567 0.3313 1.0000 6.000 0.9752 0.01318 0.00595 -0.0561 0.3182 1.0000 6.500 1.0279 0.01373 0.00650 -0.0555 0.3062 1.0000 7.000 1.0799 0.01417 0.00705 -0.0547 0.2918 1.0000 7.500 1.1318 0.01466 0.00767 -0.0540 0.2797 1.0000 8.000 1.1818 0.01499 0.00805 -0.0530 0.2558 1.0000 8.500 1.2321 0.01538 0.00858 -0.0520 0.2275 1.0000 9.000 1.2746 0.01659 0.00949 -0.0503 0.1519 1.0000 9.500 1.3102 0.01858 0.01123 -0.0477 0.1099 1.0000 10.000 1.3454 0.02040 0.01302 -0.0450 0.0897 1.0000 10.500 1.3770 0.02231 0.01497 -0.0420 0.0733 1.0000 11.000 1.4009 0.02458 0.01728 -0.0379 0.0563 1.0000 11.500 1.4174 0.02679 0.01956 -0.0330 0.0475 1.0000 12.000 1.4299 0.02949 0.02241 -0.0285 0.0414 1.0000 12.500 1.4336 0.03325 0.02633 -0.0248 0.0376 1.0000 13.000 1.4336 0.03803 0.03125 -0.0228 0.0352 1.0000 13.500 1.4328 0.04370 0.03717 -0.0223 0.0329 1.0000 14.000 1.4250 0.05060 0.04420 -0.0229 0.0314 1.0000 14.500 1.4183 0.05780 0.05167 -0.0240 0.0297 1.0000 15.000 1.4102 0.06522 0.05923 -0.0253 0.0281 1.0000 15.500 1.4015 0.07268 0.06685 -0.0265 0.0268 1.0000 16.000 1.3925 0.08084 0.07527 -0.0288 0.0255 1.0000 16.500 1.3908 0.08729 0.08172 -0.0296 0.0241 1.0000 17.000 1.3770 0.09681 0.09159 -0.0331 0.0230 1.0000 17.500 1.3660 0.10602 0.10107 -0.0368 0.0221 1.0000 18.000 1.3640 0.11301 0.10806 -0.0387 0.0206 1.0000 18.500 1.3436 0.12478 0.12022 -0.0448 0.0201 1.0000 19.000 1.3232 0.13666 0.13244 -0.0509 0.0196 1.0000 19.500 1.3075 0.14814 0.14412 -0.0577 0.0184 1.0000 20.000 1.2918 0.15956 0.15572 -0.0642 0.0174 1.0000