XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 803 (HACKLINGER) 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 0.8607 0.01306 0.00607 -0.1595 0.6744 0.0543 1.500 0.9180 0.01225 0.00498 -0.1592 0.6520 0.0611 2.000 0.9739 0.01167 0.00434 -0.1587 0.6267 0.0731 2.500 1.0287 0.01140 0.00406 -0.1581 0.5969 0.0889 3.000 1.0826 0.01134 0.00396 -0.1574 0.5564 0.1019 3.500 1.1346 0.01158 0.00412 -0.1563 0.4995 0.1444 5.500 1.3222 0.01426 0.00663 -0.1494 0.2962 1.0000 6.000 1.3719 0.01496 0.00734 -0.1482 0.2812 1.0000 6.500 1.4203 0.01572 0.00807 -0.1468 0.2653 1.0000 7.000 1.4678 0.01647 0.00880 -0.1454 0.2460 1.0000 7.500 1.5143 0.01725 0.00955 -0.1438 0.2283 1.0000 8.000 1.5603 0.01800 0.01033 -0.1421 0.2094 1.0000 8.500 1.6055 0.01877 0.01116 -0.1404 0.1914 1.0000 9.000 1.6446 0.02002 0.01213 -0.1379 0.1354 1.0000 9.500 1.6715 0.02234 0.01413 -0.1337 0.0823 1.0000 10.000 1.6926 0.02487 0.01644 -0.1288 0.0487 1.0000 10.500 1.7107 0.02702 0.01866 -0.1232 0.0405 1.0000 11.000 1.7288 0.02909 0.02091 -0.1179 0.0366 1.0000 11.500 1.7443 0.03153 0.02354 -0.1130 0.0327 1.0000 12.000 1.7582 0.03437 0.02658 -0.1089 0.0294 1.0000 12.500 1.7724 0.03744 0.02987 -0.1054 0.0250 1.0000 13.000 1.7831 0.04110 0.03366 -0.1025 0.0160 1.0000 13.500 1.7754 0.04711 0.03977 -0.0997 0.0081 1.0000 14.000 1.7629 0.05422 0.04714 -0.0980 0.0065 1.0000 14.500 1.7482 0.06211 0.05533 -0.0973 0.0060 1.0000 15.000 1.7290 0.07117 0.06470 -0.0978 0.0057 1.0000 15.500 1.7056 0.08158 0.07543 -0.0994 0.0055 1.0000 16.000 1.6783 0.09332 0.08751 -0.1024 0.0054 1.0000 16.500 1.6494 0.10599 0.10050 -0.1064 0.0054 1.0000 17.000 1.6200 0.11923 0.11404 -0.1114 0.0054 1.0000 17.500 1.5937 0.13234 0.12744 -0.1171 0.0053 1.0000 18.000 1.5699 0.14529 0.14065 -0.1233 0.0053 1.0000 18.500 1.5509 0.15762 0.15323 -0.1299 0.0053 1.0000 19.000 1.5346 0.16977 0.16561 -0.1370 0.0053 1.0000 19.500 1.5210 0.18163 0.17769 -0.1444 0.0053 1.0000 20.000 1.5104 0.19319 0.18945 -0.1520 0.0053 1.0000 20.500 1.5020 0.20455 0.20101 -0.1597 0.0053 1.0000 21.000 1.4953 0.21586 0.21249 -0.1678 0.0053 1.0000 21.500 1.4923 0.22634 0.22314 -0.1755 0.0053 1.0000 22.000 1.4915 0.23634 0.23329 -0.1829 0.0053 1.0000 22.500 1.4925 0.24591 0.24302 -0.1903 0.0054 1.0000 23.000 1.4931 0.25588 0.25315 -0.1980 0.0054 1.0000 23.500 1.4889 0.26868 0.26618 -0.2079 0.0055 1.0000