XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 177 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 0.2828 0.00981 0.00216 -0.0551 0.5498 0.1321 0.500 0.3386 0.00978 0.00208 -0.0547 0.5176 0.1455 1.000 0.3946 0.00974 0.00205 -0.0545 0.4853 0.1648 1.500 0.4496 0.00932 0.00217 -0.0544 0.4511 0.3714 2.000 0.5038 0.00795 0.00228 -0.0536 0.4155 1.0000 2.500 0.5587 0.00827 0.00241 -0.0531 0.3874 1.0000 3.000 0.6137 0.00861 0.00258 -0.0526 0.3625 1.0000 3.500 0.6685 0.00896 0.00280 -0.0522 0.3419 1.0000 4.000 0.7234 0.00933 0.00307 -0.0518 0.3188 1.0000 4.500 0.7783 0.00970 0.00338 -0.0514 0.3009 1.0000 5.000 0.8330 0.01008 0.00371 -0.0509 0.2827 1.0000 5.500 0.8874 0.01049 0.00406 -0.0505 0.2604 1.0000 6.000 0.9414 0.01096 0.00448 -0.0501 0.2283 1.0000 6.500 0.9889 0.01244 0.00535 -0.0491 0.1161 1.0000 7.000 1.0347 0.01417 0.00667 -0.0478 0.0495 1.0000 7.500 1.0838 0.01528 0.00783 -0.0467 0.0441 1.0000 8.000 1.1315 0.01650 0.00916 -0.0455 0.0416 1.0000 8.500 1.1763 0.01794 0.01070 -0.0440 0.0399 1.0000 9.000 1.2149 0.01993 0.01279 -0.0418 0.0383 1.0000 9.500 1.2540 0.02162 0.01461 -0.0397 0.0368 1.0000 10.000 1.2851 0.02396 0.01699 -0.0368 0.0348 1.0000 10.500 1.3162 0.02613 0.01933 -0.0339 0.0331 1.0000 11.000 1.3432 0.02832 0.02160 -0.0308 0.0309 1.0000 11.500 1.3616 0.03086 0.02430 -0.0268 0.0289 1.0000 12.000 1.3784 0.03344 0.02704 -0.0238 0.0269 1.0000 12.500 1.3912 0.03688 0.03068 -0.0216 0.0253 1.0000 13.000 1.4024 0.04084 0.03491 -0.0210 0.0238 1.0000 13.500 1.4118 0.04540 0.03956 -0.0212 0.0225 1.0000 14.000 1.4125 0.05185 0.04643 -0.0240 0.0209 1.0000 14.500 1.4135 0.05864 0.05344 -0.0271 0.0197 1.0000 15.000 1.4078 0.06636 0.06140 -0.0301 0.0186 1.0000 15.500 1.3988 0.07535 0.07070 -0.0346 0.0170 1.0000 16.000 1.3899 0.08461 0.08013 -0.0392 0.0159 1.0000 16.500 1.3821 0.09434 0.09013 -0.0440 0.0136 1.0000 17.000 1.3661 0.10438 0.10032 -0.0479 0.0134 1.0000 17.500 1.3491 0.11504 0.11125 -0.0522 0.0120 1.0000 18.000 1.3358 0.12581 0.12216 -0.0574 0.0102 1.0000 18.500 1.3189 0.13713 0.13364 -0.0627 0.0092 1.0000 19.000 1.2970 0.14997 0.14664 -0.0694 0.0075 1.0000 19.500 1.2862 0.16005 0.15692 -0.0744 0.0090 1.0000 20.500 1.2501 0.18648 0.18378 -0.0898 0.0081 1.0000