XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 238 (HANSA-BRANDENBURG) AIRF 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 0.4490 0.01611 0.00887 -0.0721 0.5220 0.0593 0.500 0.5034 0.01480 0.00736 -0.0715 0.5147 0.0618 1.000 0.5602 0.01267 0.00481 -0.0699 0.5073 0.0433 1.500 0.6146 0.01216 0.00422 -0.0692 0.5005 0.0476 2.000 0.6680 0.01176 0.00382 -0.0685 0.4939 0.0517 2.500 0.7222 0.01161 0.00372 -0.0680 0.4873 0.0570 3.000 0.7751 0.01129 0.00345 -0.0672 0.4815 0.0690 3.500 0.8282 0.01107 0.00346 -0.0666 0.4750 0.1599 5.000 1.0118 0.00998 0.00408 -0.0705 0.4476 1.0000 5.500 1.0630 0.01014 0.00425 -0.0695 0.4340 1.0000 6.000 1.1127 0.01029 0.00437 -0.0683 0.4085 1.0000 6.500 1.1626 0.01058 0.00465 -0.0672 0.3834 1.0000 7.000 1.1925 0.01244 0.00572 -0.0636 0.2428 1.0000 7.500 1.2252 0.01420 0.00709 -0.0606 0.1809 1.0000 8.000 1.2353 0.01736 0.00952 -0.0549 0.0548 1.0000 8.500 1.2656 0.01877 0.01083 -0.0516 0.0370 1.0000 9.000 1.2904 0.02013 0.01215 -0.0476 0.0257 1.0000 9.500 1.2940 0.02266 0.01461 -0.0419 0.0053 1.0000 10.000 1.3080 0.02552 0.01757 -0.0396 0.0035 1.0000 10.500 1.3235 0.02877 0.02099 -0.0382 0.0030 1.0000 11.000 1.3368 0.03240 0.02477 -0.0371 0.0029 1.0000 11.500 1.3463 0.03650 0.02904 -0.0360 0.0028 1.0000 12.000 1.3543 0.04085 0.03354 -0.0352 0.0028 1.0000 12.500 1.3585 0.04568 0.03855 -0.0345 0.0028 1.0000 13.000 1.3617 0.05071 0.04376 -0.0340 0.0028 1.0000 13.500 1.3636 0.05612 0.04936 -0.0338 0.0028 1.0000 14.000 1.3654 0.06186 0.05533 -0.0340 0.0028 1.0000 14.500 1.3665 0.06786 0.06153 -0.0344 0.0028 1.0000 15.000 1.3662 0.07427 0.06814 -0.0352 0.0028 1.0000 15.500 1.3645 0.08109 0.07515 -0.0363 0.0028 1.0000 16.000 1.3585 0.08873 0.08302 -0.0378 0.0028 1.0000 16.500 1.3523 0.09667 0.09117 -0.0398 0.0029 1.0000 17.000 1.3426 0.10547 0.10019 -0.0424 0.0029 1.0000 17.500 1.3347 0.11420 0.10914 -0.0454 0.0029 1.0000 18.000 1.3217 0.12412 0.11930 -0.0493 0.0030 1.0000 18.500 1.3136 0.13337 0.12876 -0.0533 0.0030 1.0000 19.000 1.3052 0.14291 0.13850 -0.0579 0.0030 1.0000 19.500 1.2963 0.15270 0.14848 -0.0630 0.0030 1.0000 20.000 1.2905 0.16202 0.15799 -0.0682 0.0031 1.0000 20.500 1.2833 0.17167 0.16783 -0.0739 0.0031 1.0000 21.000 1.2772 0.18118 0.17752 -0.0798 0.0032 1.0000 21.500 1.2740 0.19045 0.18698 -0.0859 0.0032 1.0000 22.000 1.2708 0.19997 0.19667 -0.0924 0.0033 1.0000 22.500 1.2673 0.20978 0.20665 -0.0992 0.0033 1.0000 23.000 1.2625 0.22026 0.21731 -0.1065 0.0034 1.0000 23.500 1.2555 0.23188 0.22912 -0.1146 0.0034 1.0000 24.000 1.2470 0.24473 0.24214 -0.1233 0.0035 1.0000 24.500 1.1906 0.28590 0.28352 -0.1438 0.0055 1.0000