XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 280 (DAIMLER XI) 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 0.4211 0.01255 0.00498 -0.0721 0.7179 0.0536 0.500 0.4749 0.01196 0.00413 -0.0711 0.6579 0.0570 1.000 0.5303 0.01149 0.00354 -0.0708 0.6132 0.0574 1.500 0.5844 0.01159 0.00339 -0.0703 0.5510 0.0650 2.000 0.6400 0.01166 0.00329 -0.0702 0.5164 0.0698 2.500 0.6859 0.00990 0.00319 -0.0682 0.4426 1.0000 4.000 0.8507 0.01117 0.00387 -0.0677 0.3545 1.0000 4.500 0.9032 0.01188 0.00444 -0.0673 0.3009 1.0000 5.000 0.9540 0.01275 0.00495 -0.0668 0.2498 1.0000 5.500 1.0045 0.01375 0.00574 -0.0661 0.2069 1.0000 6.000 1.0541 0.01474 0.00658 -0.0653 0.1844 1.0000 8.000 1.2509 0.01836 0.01028 -0.0618 0.1552 1.0000 8.500 1.2979 0.01936 0.01137 -0.0608 0.1500 1.0000 10.000 1.4315 0.02201 0.01436 -0.0567 0.1229 1.0000 10.500 1.4714 0.02311 0.01563 -0.0548 0.1147 1.0000 11.000 1.5139 0.02371 0.01646 -0.0532 0.0967 1.0000 11.500 1.5456 0.02523 0.01779 -0.0504 0.0581 1.0000 12.000 1.5490 0.02843 0.02093 -0.0438 0.0302 1.0000 12.500 1.5489 0.03221 0.02472 -0.0383 0.0136 1.0000 13.000 1.5307 0.03824 0.03113 -0.0333 0.0098 1.0000 13.500 1.5262 0.04385 0.03710 -0.0315 0.0093 1.0000 14.000 1.5069 0.05226 0.04590 -0.0320 0.0088 1.0000 14.500 1.4806 0.06286 0.05688 -0.0351 0.0087 1.0000 15.000 1.4439 0.07620 0.07061 -0.0403 0.0086 1.0000 15.500 1.4133 0.08913 0.08386 -0.0456 0.0088 1.0000 16.000 1.3749 0.10392 0.09898 -0.0519 0.0090 1.0000 16.500 1.3078 0.12509 0.12049 -0.0618 0.0085 1.0000 17.000 1.2968 0.13573 0.13136 -0.0664 0.0096 1.0000 17.500 1.2500 0.15451 0.15035 -0.0760 0.0089 1.0000 18.000 1.2469 0.16384 0.15987 -0.0808 0.0104 1.0000 18.500 1.2413 0.17411 0.17031 -0.0864 0.0110 1.0000 19.000 1.2307 0.18504 0.18109 -0.0930 0.0086 1.0000 20.000 1.2570 0.19531 0.19146 -0.0991 0.0082 1.0000