XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 323 (HANSA-BRANDENBURG V.1) 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.5338 0.01442 0.00618 -0.0574 0.5484 0.0620 1.500 0.5892 0.01393 0.00565 -0.0570 0.5397 0.0678 2.000 0.6451 0.01336 0.00525 -0.0567 0.5296 0.0771 2.500 0.7013 0.01292 0.00484 -0.0563 0.5188 0.1077 3.000 0.7628 0.01091 0.00484 -0.0574 0.5066 1.0000 3.500 0.8180 0.01098 0.00470 -0.0569 0.4938 1.0000 4.000 0.8732 0.01103 0.00475 -0.0566 0.4787 1.0000 4.500 0.9281 0.01113 0.00479 -0.0563 0.4610 1.0000 5.000 0.9824 0.01126 0.00483 -0.0559 0.4371 1.0000 5.500 1.0329 0.01162 0.00482 -0.0551 0.3747 1.0000 6.000 1.0798 0.01269 0.00545 -0.0542 0.3148 1.0000 6.500 1.1293 0.01354 0.00616 -0.0536 0.2875 1.0000 7.000 1.1755 0.01468 0.00703 -0.0529 0.2444 1.0000 7.500 1.2233 0.01562 0.00787 -0.0523 0.2175 1.0000 8.000 1.2647 0.01712 0.00907 -0.0512 0.1750 1.0000 8.500 1.3049 0.01861 0.01040 -0.0500 0.1413 1.0000 9.000 1.3219 0.02194 0.01321 -0.0472 0.0714 1.0000 9.500 1.3134 0.02701 0.01803 -0.0439 0.0054 1.0000 10.000 1.3353 0.03032 0.02149 -0.0439 0.0046 1.0000 10.500 1.3541 0.03404 0.02537 -0.0440 0.0043 1.0000 11.000 1.3682 0.03815 0.02967 -0.0438 0.0042 1.0000 11.500 1.3772 0.04273 0.03445 -0.0435 0.0042 1.0000 12.000 1.3822 0.04776 0.03969 -0.0433 0.0041 1.0000 12.500 1.3832 0.05330 0.04545 -0.0431 0.0041 1.0000 13.000 1.3806 0.05939 0.05176 -0.0433 0.0041 1.0000 13.500 1.3764 0.06614 0.05875 -0.0440 0.0041 1.0000 14.000 1.3698 0.07360 0.06645 -0.0451 0.0042 1.0000 14.500 1.3603 0.08178 0.07487 -0.0468 0.0042 1.0000 15.000 1.3480 0.09065 0.08399 -0.0489 0.0042 1.0000 15.500 1.3322 0.10044 0.09403 -0.0516 0.0043 1.0000 16.000 1.3151 0.11069 0.10453 -0.0548 0.0043 1.0000 16.500 1.2970 0.12148 0.11556 -0.0587 0.0043 1.0000 17.000 1.2799 0.13232 0.12662 -0.0629 0.0044 1.0000 17.500 1.2640 0.14329 0.13781 -0.0676 0.0044 1.0000 18.000 1.2514 0.15388 0.14859 -0.0726 0.0045 1.0000 18.500 1.2428 0.16393 0.15880 -0.0777 0.0046 1.0000 19.000 1.2391 0.17310 0.16811 -0.0826 0.0046 1.0000 19.500 1.2412 0.18097 0.17607 -0.0871 0.0047 1.0000 20.000 1.2480 0.18768 0.18284 -0.0910 0.0049 1.0000 20.500 1.2600 0.19297 0.18818 -0.0942 0.0050 1.0000 21.000 1.2761 0.19701 0.19225 -0.0967 0.0051 1.0000 21.500 1.2968 0.19950 0.19474 -0.0981 0.0053 1.0000 22.000 1.3278 0.19853 0.19371 -0.0969 0.0055 1.0000 22.500 1.3325 0.20636 0.20175 -0.1025 0.0056 1.0000 23.000 1.3379 0.21400 0.20965 -0.1080 0.0059 1.0000 23.500 1.3417 0.22177 0.21771 -0.1136 0.0063 1.0000 24.000 1.3442 0.22983 0.22602 -0.1197 0.0066 1.0000 24.500 1.3478 0.23725 0.23363 -0.1254 0.0069 1.0000 25.000 1.3515 0.24517 0.24174 -0.1316 0.0072 1.0000