XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 173 (ALBATROS 6020) AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4486 0.01039 0.00292 -0.0858 0.6182 0.0554 0.500 0.5033 0.01014 0.00263 -0.0852 0.5913 0.0573 1.000 0.5582 0.00990 0.00234 -0.0847 0.5625 0.0619 1.500 0.6127 0.00990 0.00225 -0.0841 0.5293 0.0666 2.000 0.6669 0.00971 0.00227 -0.0836 0.4891 0.1706 2.500 0.7154 0.00828 0.00251 -0.0822 0.4298 1.0000 3.000 0.7659 0.00900 0.00276 -0.0811 0.3599 1.0000 3.500 0.8175 0.00963 0.00312 -0.0802 0.3260 1.0000 4.000 0.8697 0.01019 0.00353 -0.0794 0.3069 1.0000 4.500 0.9222 0.01071 0.00397 -0.0787 0.2939 1.0000 5.000 0.9745 0.01125 0.00445 -0.0779 0.2828 1.0000 5.500 1.0265 0.01179 0.00496 -0.0772 0.2740 1.0000 6.000 1.0786 0.01233 0.00551 -0.0764 0.2665 1.0000 6.500 1.1307 0.01283 0.00606 -0.0757 0.2585 1.0000 7.000 1.1823 0.01333 0.00660 -0.0749 0.2494 1.0000 7.500 1.2333 0.01381 0.00714 -0.0741 0.2388 1.0000 8.000 1.2841 0.01427 0.00767 -0.0733 0.2285 1.0000 8.500 1.3339 0.01478 0.00825 -0.0723 0.2169 1.0000 9.000 1.3841 0.01520 0.00884 -0.0714 0.2040 1.0000 9.500 1.4327 0.01574 0.00945 -0.0704 0.1836 1.0000 10.000 1.4747 0.01687 0.01038 -0.0685 0.1258 1.0000 10.500 1.4975 0.01969 0.01281 -0.0643 0.0691 1.0000 11.000 1.5238 0.02188 0.01493 -0.0604 0.0479 1.0000 11.500 1.5424 0.02408 0.01722 -0.0554 0.0388 1.0000 12.000 1.5543 0.02659 0.01983 -0.0502 0.0334 1.0000 12.500 1.5631 0.02959 0.02301 -0.0458 0.0292 1.0000 13.000 1.5650 0.03378 0.02738 -0.0428 0.0264 1.0000 13.500 1.5694 0.03854 0.03238 -0.0417 0.0238 1.0000 14.000 1.5611 0.04533 0.03941 -0.0417 0.0221 1.0000 14.500 1.5525 0.05263 0.04694 -0.0427 0.0204 1.0000 15.000 1.5315 0.06199 0.05655 -0.0447 0.0192 1.0000 15.500 1.5114 0.07169 0.06651 -0.0473 0.0182 1.0000 16.000 1.4822 0.08327 0.07831 -0.0509 0.0174 1.0000 16.500 1.4529 0.09529 0.09053 -0.0550 0.0168 1.0000 17.000 1.4301 0.10649 0.10196 -0.0589 0.0162 1.0000 17.500 1.4133 0.11684 0.11250 -0.0628 0.0155 1.0000 18.000 1.3926 0.12853 0.12439 -0.0680 0.0133 1.0000 18.500 1.3865 0.13678 0.13274 -0.0711 0.0138 1.0000 19.000 1.3757 0.14658 0.14272 -0.0757 0.0127 1.0000 19.500 1.3611 0.15757 0.15387 -0.0815 0.0111 1.0000 20.000 1.3547 0.16686 0.16332 -0.0864 0.0104 1.0000 21.000 1.3427 0.18620 0.18294 -0.0979 0.0090 1.0000