XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 326 (PFALZ 55) 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 0.3351 0.01235 0.00454 -0.0630 0.7103 0.0718 0.500 0.3889 0.01169 0.00384 -0.0621 0.6771 0.0779 1.000 0.4432 0.01128 0.00337 -0.0612 0.6394 0.0825 1.500 0.4969 0.01097 0.00303 -0.0604 0.5942 0.0921 2.000 0.5506 0.01078 0.00283 -0.0596 0.5544 0.1321 3.000 0.6647 0.00949 0.00322 -0.0599 0.4928 1.0000 3.500 0.7179 0.00991 0.00348 -0.0591 0.4686 1.0000 4.000 0.7710 0.01031 0.00378 -0.0583 0.4443 1.0000 4.500 0.8238 0.01072 0.00409 -0.0575 0.4191 1.0000 5.000 0.8763 0.01113 0.00443 -0.0567 0.3926 1.0000 5.500 0.9285 0.01157 0.00482 -0.0559 0.3675 1.0000 6.000 0.9804 0.01207 0.00528 -0.0551 0.3438 1.0000 6.500 1.0311 0.01264 0.00580 -0.0541 0.3174 1.0000 7.000 1.0818 0.01322 0.00638 -0.0532 0.2910 1.0000 7.500 1.1307 0.01391 0.00702 -0.0521 0.2538 1.0000 8.000 1.1753 0.01504 0.00792 -0.0505 0.1897 1.0000 8.500 1.2138 0.01684 0.00934 -0.0482 0.1322 1.0000 9.000 1.2511 0.01857 0.01095 -0.0458 0.1136 1.0000 9.500 1.2884 0.02015 0.01258 -0.0433 0.1020 1.0000 10.000 1.3205 0.02202 0.01444 -0.0403 0.0929 1.0000 10.500 1.3530 0.02366 0.01623 -0.0373 0.0833 1.0000 11.000 1.3793 0.02531 0.01799 -0.0336 0.0751 1.0000 11.500 1.4003 0.02732 0.02009 -0.0298 0.0679 1.0000 12.000 1.4206 0.02961 0.02259 -0.0266 0.0604 1.0000 12.500 1.4385 0.03233 0.02548 -0.0242 0.0541 1.0000 13.000 1.4495 0.03598 0.02927 -0.0223 0.0485 1.0000 13.500 1.4554 0.04052 0.03397 -0.0210 0.0440 1.0000 14.000 1.4587 0.04570 0.03935 -0.0207 0.0396 1.0000 14.500 1.4571 0.05172 0.04558 -0.0209 0.0362 1.0000 15.000 1.4501 0.05866 0.05268 -0.0218 0.0337 1.0000 15.500 1.4418 0.06622 0.06044 -0.0235 0.0313 1.0000 16.000 1.4306 0.07455 0.06903 -0.0258 0.0291 1.0000 16.500 1.4189 0.08314 0.07774 -0.0284 0.0274 1.0000 17.000 1.4039 0.09258 0.08747 -0.0315 0.0257 1.0000 17.500 1.3905 0.10200 0.09705 -0.0351 0.0242 1.0000 18.000 1.3730 0.11240 0.10771 -0.0393 0.0228 1.0000 18.500 1.3571 0.12286 0.11839 -0.0439 0.0215 1.0000 19.000 1.3460 0.13237 0.12799 -0.0482 0.0202 1.0000 19.500 1.3215 0.14558 0.14157 -0.0555 0.0193 1.0000 20.000 1.3030 0.15774 0.15398 -0.0623 0.0188 1.0000