XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 207 (AVIATIK V8) 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 0.5573 0.02336 0.01709 -0.0907 0.4210 0.0374 0.500 0.6235 0.02126 0.01448 -0.0916 0.4021 0.0415 1.000 0.6818 0.01951 0.01253 -0.0928 0.3830 0.0438 1.500 0.7427 0.01921 0.01184 -0.0926 0.3661 0.0506 2.000 0.8019 0.01702 0.00942 -0.0939 0.3510 0.0539 2.500 0.8607 0.01626 0.00832 -0.0940 0.3371 0.0628 3.000 0.9209 0.01438 0.00599 -0.0935 0.3241 0.0408 3.500 0.9776 0.01385 0.00540 -0.0937 0.3085 0.0454 4.000 1.0341 0.01376 0.00524 -0.0939 0.2967 0.0488 4.500 1.0906 0.01376 0.00523 -0.0941 0.2875 0.0560 5.000 1.1465 0.01294 0.00563 -0.0949 0.2785 0.7848 5.500 1.1950 0.01290 0.00579 -0.0932 0.2653 1.0000 6.000 1.2491 0.01336 0.00610 -0.0932 0.2480 1.0000 6.500 1.3024 0.01388 0.00653 -0.0931 0.2351 1.0000 7.000 1.3545 0.01452 0.00704 -0.0929 0.2104 1.0000 7.500 1.3934 0.01685 0.00870 -0.0915 0.1102 1.0000 8.000 1.4272 0.01952 0.01101 -0.0893 0.0347 1.0000 8.500 1.4714 0.02067 0.01226 -0.0880 0.0288 1.0000 9.000 1.5141 0.02178 0.01348 -0.0867 0.0257 1.0000 9.500 1.5527 0.02311 0.01487 -0.0848 0.0204 1.0000 10.000 1.5835 0.02482 0.01657 -0.0822 0.0057 1.0000 10.500 1.6030 0.02686 0.01876 -0.0779 0.0044 1.0000 11.000 1.6156 0.02961 0.02172 -0.0741 0.0040 1.0000 11.500 1.6234 0.03362 0.02597 -0.0720 0.0039 1.0000 12.000 1.6241 0.03931 0.03193 -0.0716 0.0037 1.0000 12.500 1.6151 0.04695 0.03985 -0.0725 0.0037 1.0000 13.000 1.5943 0.05667 0.04991 -0.0744 0.0036 1.0000 13.500 1.5637 0.06786 0.06139 -0.0766 0.0036 1.0000 14.000 1.5279 0.07990 0.07371 -0.0790 0.0036 1.0000 14.500 1.4932 0.09239 0.08647 -0.0819 0.0036 1.0000 15.000 1.4639 0.10446 0.09877 -0.0851 0.0036 1.0000 15.500 1.4397 0.11597 0.11050 -0.0885 0.0036 1.0000 16.000 1.4213 0.12674 0.12145 -0.0921 0.0036 1.0000 16.500 1.4077 0.13683 0.13172 -0.0958 0.0036 1.0000 17.000 1.3986 0.14630 0.14134 -0.0997 0.0036 1.0000 17.500 1.3941 0.15499 0.15017 -0.1036 0.0036 1.0000 18.000 1.3924 0.16320 0.15851 -0.1076 0.0036 1.0000 18.500 1.3950 0.17057 0.16600 -0.1114 0.0036 1.0000 19.000 1.4000 0.17736 0.17293 -0.1151 0.0037 1.0000 19.500 1.4084 0.18330 0.17898 -0.1185 0.0037 1.0000 20.000 1.4194 0.18853 0.18431 -0.1215 0.0038 1.0000 20.500 1.4318 0.19322 0.18913 -0.1242 0.0038 1.0000 21.000 1.4440 0.19787 0.19392 -0.1271 0.0039 1.0000 21.500 1.4537 0.20294 0.19920 -0.1303 0.0040 1.0000 22.000 1.4599 0.20849 0.20496 -0.1340 0.0042 1.0000 22.500 1.4641 0.21602 0.21267 -0.1397 0.0043 1.0000 23.000 1.4664 0.22424 0.22109 -0.1462 0.0044 1.0000 23.500 1.4625 0.23461 0.23177 -0.1543 0.0046 1.0000 24.000 1.4097 0.26426 0.26213 -0.1758 0.0056 1.0000