XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 802 A 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 0.6621 0.01941 0.01277 -0.1193 0.6901 0.0619 0.500 0.7159 0.01712 0.01025 -0.1195 0.6625 0.0671 1.000 0.7704 0.01771 0.01037 -0.1186 0.6349 0.0710 1.500 0.8236 0.01596 0.00843 -0.1186 0.6088 0.0718 2.000 0.8765 0.01625 0.00842 -0.1180 0.5830 0.0707 2.500 0.9291 0.01439 0.00637 -0.1177 0.5598 0.0561 3.000 0.9808 0.01416 0.00599 -0.1172 0.5367 0.0626 3.500 1.0325 0.01426 0.00596 -0.1164 0.5116 0.0890 4.000 1.0824 0.01435 0.00594 -0.1157 0.4866 0.0915 4.500 1.1319 0.01457 0.00614 -0.1151 0.4632 0.0927 5.000 1.1811 0.01494 0.00648 -0.1143 0.4412 0.0933 6.000 1.2749 0.01556 0.00713 -0.1122 0.3887 0.0941 6.500 1.3210 0.01594 0.00759 -0.1111 0.3657 0.0951 7.000 1.3631 0.01656 0.00815 -0.1094 0.3329 0.0967 7.500 1.4009 0.01740 0.00885 -0.1070 0.2877 0.0982 8.000 1.4240 0.01920 0.01007 -0.1026 0.1933 0.1011 8.500 1.4337 0.02155 0.01196 -0.0961 0.1255 0.1037 9.000 1.4380 0.02466 0.01454 -0.0897 0.0566 0.1065 9.500 1.4390 0.02825 0.01784 -0.0837 0.0072 0.1132 10.000 1.4619 0.03041 0.02010 -0.0807 0.0058 0.1215 10.500 1.4822 0.03171 0.02275 -0.0776 0.0052 1.0000 11.000 1.5004 0.03452 0.02578 -0.0748 0.0050 1.0000 11.500 1.5145 0.03789 0.02942 -0.0723 0.0049 1.0000 12.000 1.5240 0.04189 0.03368 -0.0699 0.0048 1.0000 12.500 1.5294 0.04656 0.03861 -0.0680 0.0048 1.0000 13.000 1.5300 0.05205 0.04438 -0.0665 0.0048 1.0000 13.500 1.5279 0.05828 0.05089 -0.0658 0.0048 1.0000 14.000 1.5224 0.06534 0.05824 -0.0657 0.0049 1.0000 14.500 1.5131 0.07328 0.06651 -0.0663 0.0049 1.0000 15.000 1.5002 0.08209 0.07561 -0.0676 0.0050 1.0000 15.500 1.4843 0.09167 0.08548 -0.0695 0.0051 1.0000 16.000 1.4659 0.10197 0.09606 -0.0722 0.0052 1.0000 16.500 1.4466 0.11276 0.10714 -0.0755 0.0053 1.0000 17.000 1.4282 0.12371 0.11834 -0.0795 0.0053 1.0000 17.500 1.4113 0.13469 0.12957 -0.0841 0.0054 1.0000 18.000 1.3973 0.14538 0.14048 -0.0891 0.0056 1.0000 18.500 1.3873 0.15549 0.15078 -0.0942 0.0057 1.0000 19.000 1.3821 0.16464 0.16010 -0.0992 0.0058 1.0000 19.500 1.3818 0.17273 0.16834 -0.1037 0.0060 1.0000 20.000 1.3853 0.17990 0.17566 -0.1079 0.0063 1.0000 20.500 1.3913 0.18636 0.18229 -0.1118 0.0065 1.0000 21.000 1.3962 0.19307 0.18917 -0.1161 0.0068 1.0000 21.500 1.3976 0.20052 0.19682 -0.1210 0.0071 1.0000 22.000 1.4023 0.20787 0.20435 -0.1263 0.0074 1.0000 22.500 1.4045 0.21672 0.21340 -0.1331 0.0077 1.0000 23.000 1.4014 0.22748 0.22441 -0.1415 0.0080 1.0000 23.500 1.3901 0.24173 0.23898 -0.1525 0.0084 1.0000 24.000 1.3645 0.26334 0.26092 -0.1684 0.0088 1.0000