XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRF 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.6503 0.01515 0.00663 -0.0628 0.4943 0.0551 2.000 0.7069 0.01463 0.00611 -0.0626 0.4843 0.0562 2.500 0.7635 0.01417 0.00571 -0.0626 0.4747 0.0602 3.000 0.8202 0.01414 0.00562 -0.0627 0.4665 0.0706 3.500 0.8776 0.01219 0.00577 -0.0630 0.4585 1.0000 4.000 0.9335 0.01249 0.00590 -0.0629 0.4505 1.0000 4.500 0.9888 0.01292 0.00621 -0.0629 0.4416 1.0000 5.000 1.0441 0.01318 0.00645 -0.0629 0.4317 1.0000 5.500 1.0988 0.01364 0.00677 -0.0629 0.4219 1.0000 6.000 1.1532 0.01394 0.00715 -0.0629 0.4121 1.0000 6.500 1.2071 0.01441 0.00749 -0.0628 0.4016 1.0000 7.000 1.2602 0.01476 0.00798 -0.0627 0.3910 1.0000 7.500 1.3125 0.01527 0.00839 -0.0625 0.3793 1.0000 8.000 1.3639 0.01566 0.00894 -0.0624 0.3666 1.0000 8.500 1.4128 0.01610 0.00937 -0.0619 0.3462 1.0000 9.000 1.4589 0.01678 0.01002 -0.0612 0.3240 1.0000 9.500 1.5009 0.01778 0.01095 -0.0602 0.3014 1.0000 10.000 1.5360 0.01918 0.01229 -0.0587 0.2730 1.0000 10.500 1.5649 0.02084 0.01394 -0.0567 0.2561 1.0000 11.000 1.5829 0.02326 0.01641 -0.0544 0.2423 1.0000 11.500 1.5955 0.02683 0.01999 -0.0535 0.2277 1.0000 12.500 1.6097 0.03556 0.02885 -0.0523 0.1973 1.0000 13.000 1.6136 0.04026 0.03364 -0.0516 0.1849 1.0000 13.500 1.6100 0.04575 0.03922 -0.0509 0.1711 1.0000 14.000 1.6036 0.05168 0.04523 -0.0504 0.1577 1.0000 14.500 1.5885 0.05910 0.05269 -0.0506 0.1388 1.0000 15.000 1.5562 0.06902 0.06254 -0.0515 0.1112 1.0000 16.000 1.5049 0.08824 0.08184 -0.0542 0.0869 1.0000 16.500 1.4918 0.09655 0.09028 -0.0557 0.0816 1.0000 17.000 1.4767 0.10528 0.09914 -0.0576 0.0770 1.0000 17.500 1.4706 0.11287 0.10691 -0.0595 0.0722 1.0000 18.000 1.4613 0.12105 0.11523 -0.0618 0.0675 1.0000 18.500 1.4566 0.12863 0.12296 -0.0642 0.0588 1.0000 19.000 1.4352 0.13918 0.13347 -0.0683 0.0411 1.0000 19.500 1.4197 0.14890 0.14323 -0.0725 0.0346 1.0000 20.000 1.4114 0.15763 0.15206 -0.0767 0.0310 1.0000 20.500 1.4080 0.16560 0.16017 -0.0808 0.0285 1.0000 21.000 1.4054 0.17354 0.16824 -0.0852 0.0263 1.0000 21.500 1.4047 0.18120 0.17603 -0.0898 0.0239 1.0000 22.000 1.4036 0.18904 0.18401 -0.0947 0.0218 1.0000 22.500 1.4073 0.19596 0.19108 -0.0993 0.0194 1.0000 23.000 1.4084 0.20353 0.19880 -0.1045 0.0159 1.0000 23.500 1.3968 0.21411 0.20936 -0.1120 0.0061 1.0000 24.000 1.3896 0.22397 0.21933 -0.1192 0.0048 1.0000 24.500 1.3875 0.23273 0.22825 -0.1259 0.0045 1.0000 25.000 1.3863 0.24138 0.23707 -0.1326 0.0043 1.0000 25.500 1.3845 0.25038 0.24624 -0.1397 0.0042 1.0000 26.000 1.3834 0.25939 0.25542 -0.1470 0.0041 1.0000 26.500 1.3819 0.26880 0.26500 -0.1546 0.0040 1.0000 27.000 1.3808 0.27823 0.27460 -0.1623 0.0040 1.0000 27.500 1.3807 0.28765 0.28418 -0.1701 0.0040 1.0000 28.000 1.3819 0.29674 0.29341 -0.1777 0.0040 1.0000 28.500 1.3852 0.30516 0.30194 -0.1850 0.0040 1.0000 29.000 1.3911 0.31252 0.30940 -0.1917 0.0040 1.0000 29.500 1.3990 0.31879 0.31574 -0.1978 0.0040 1.0000 30.000 1.4085 0.32417 0.32119 -0.2036 0.0040 1.0000 30.500 1.4187 0.32900 0.32610 -0.2091 0.0039 1.0000 31.000 1.4288 0.33372 0.33091 -0.2146 0.0040 1.0000 31.500 1.4384 0.33846 0.33574 -0.2202 0.0040 1.0000 32.000 1.4458 0.34425 0.34165 -0.2265 0.0040 1.0000