XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 198 (L.F.G. 5294) 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.7621 0.01114 0.00458 -0.1444 0.6938 0.0409 1.000 0.8179 0.01069 0.00383 -0.1442 0.6482 0.0437 1.500 0.8730 0.01051 0.00344 -0.1440 0.6034 0.0470 2.500 0.9827 0.01081 0.00352 -0.1436 0.5371 0.0792 3.000 1.0374 0.01098 0.00370 -0.1436 0.5070 0.1127 3.500 1.0829 0.01000 0.00409 -0.1419 0.4514 1.0000 4.000 1.1259 0.01151 0.00472 -0.1401 0.3276 1.0000 4.500 1.1723 0.01267 0.00536 -0.1388 0.2569 1.0000 5.000 1.2016 0.01560 0.00708 -0.1351 0.0618 1.0000 5.500 1.2476 0.01656 0.00792 -0.1337 0.0462 1.0000 6.000 1.2953 0.01726 0.00859 -0.1324 0.0404 1.0000 6.500 1.3360 0.01852 0.00963 -0.1302 0.0046 1.0000 7.000 1.3786 0.01946 0.01061 -0.1281 0.0037 1.0000 7.500 1.4181 0.02048 0.01172 -0.1255 0.0035 1.0000 8.000 1.4530 0.02166 0.01301 -0.1222 0.0035 1.0000 8.500 1.4805 0.02305 0.01455 -0.1177 0.0036 1.0000 9.000 1.5060 0.02473 0.01638 -0.1134 0.0037 1.0000 9.500 1.5298 0.02669 0.01852 -0.1092 0.0038 1.0000 10.000 1.5510 0.02899 0.02100 -0.1053 0.0039 1.0000 10.500 1.5689 0.03168 0.02389 -0.1013 0.0041 1.0000 11.000 1.5825 0.03491 0.02734 -0.0974 0.0043 1.0000 11.500 1.5895 0.03891 0.03154 -0.0935 0.0045 1.0000 12.000 1.5879 0.04403 0.03687 -0.0898 0.0047 1.0000 12.500 1.5766 0.05062 0.04369 -0.0867 0.0048 1.0000 13.000 1.5711 0.05710 0.05037 -0.0849 0.0049 1.0000 13.500 1.5744 0.06306 0.05654 -0.0841 0.0051 1.0000 14.000 1.5688 0.07054 0.06426 -0.0838 0.0055 1.0000 14.500 1.5567 0.07926 0.07322 -0.0843 0.0057 1.0000 15.000 1.5423 0.08834 0.08251 -0.0850 0.0060 1.0000 15.500 1.5305 0.09685 0.09114 -0.0854 0.0063 1.0000 16.000 1.5294 0.10348 0.09786 -0.0853 0.0066 1.0000 16.500 1.5304 0.11125 0.10596 -0.0874 0.0072 1.0000 17.000 1.5335 0.11703 0.11193 -0.0868 0.0080 1.0000 17.500 1.5412 0.12280 0.11790 -0.0875 0.0088 1.0000 18.000 1.5558 0.12594 0.12132 -0.0844 0.0106 1.0000 18.500 1.5271 0.14056 0.13667 -0.0921 0.0119 1.0000 19.000 1.5034 0.15391 0.15058 -0.0985 0.0137 1.0000 19.500 1.4613 0.17331 0.17051 -0.1116 0.0140 1.0000 20.000 1.4257 0.19292 0.19049 -0.1260 0.0139 1.0000 20.500 1.4006 0.21130 0.20910 -0.1397 0.0136 1.0000 21.000 1.3753 0.23185 0.22981 -0.1548 0.0132 1.0000