XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 280 (DAIMLER XI) 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 0.4177 0.01079 0.00346 -0.0704 0.6415 0.0345 0.500 0.4724 0.01125 0.00357 -0.0701 0.5655 0.0464 1.000 0.5288 0.01053 0.00281 -0.0703 0.5386 0.0438 1.500 0.5842 0.01075 0.00286 -0.0702 0.4910 0.0506 2.500 0.6858 0.00922 0.00278 -0.0687 0.3429 1.0000 4.000 0.8500 0.01079 0.00349 -0.0684 0.2301 1.0000 4.500 0.9067 0.01096 0.00395 -0.0685 0.2433 1.0000 5.000 0.9593 0.01168 0.00440 -0.0682 0.2055 1.0000 5.500 1.0111 0.01255 0.00505 -0.0677 0.1654 1.0000 6.000 1.0632 0.01325 0.00572 -0.0673 0.1572 1.0000 6.500 1.1147 0.01394 0.00638 -0.0668 0.1520 1.0000 8.000 1.2666 0.01603 0.00862 -0.0648 0.1347 1.0000 8.500 1.3162 0.01666 0.00929 -0.0642 0.1246 1.0000 9.500 1.4130 0.01805 0.01076 -0.0627 0.0969 1.0000 10.000 1.4588 0.01886 0.01172 -0.0614 0.0986 1.0000 10.500 1.5028 0.01978 0.01283 -0.0599 0.0941 1.0000 11.000 1.5317 0.02200 0.01472 -0.0566 0.0476 1.0000 11.500 1.5308 0.02601 0.01859 -0.0490 0.0082 1.0000 12.000 1.5423 0.02855 0.02140 -0.0434 0.0071 1.0000 12.500 1.5576 0.03110 0.02420 -0.0394 0.0073 1.0000 13.000 1.5525 0.03583 0.02930 -0.0350 0.0059 1.0000 13.500 1.5486 0.04116 0.03494 -0.0328 0.0058 1.0000 14.000 1.5316 0.04908 0.04319 -0.0329 0.0056 1.0000 14.500 1.5054 0.05955 0.05400 -0.0357 0.0055 1.0000 15.000 1.4732 0.07217 0.06696 -0.0406 0.0055 1.0000 15.500 1.4366 0.08603 0.08115 -0.0461 0.0057 1.0000 16.000 1.3922 0.10175 0.09718 -0.0527 0.0059 1.0000 16.500 1.3322 0.12119 0.11691 -0.0613 0.0054 1.0000 17.000 1.3079 0.13425 0.13021 -0.0671 0.0064 1.0000 17.500 1.2714 0.15048 0.14662 -0.0750 0.0056 1.0000 18.000 1.2630 0.16053 0.15678 -0.0802 0.0067 1.0000 18.500 1.2538 0.17147 0.16787 -0.0861 0.0067 1.0000 19.000 1.2448 0.18227 0.17867 -0.0923 0.0051 1.0000 19.500 1.2556 0.18786 0.18431 -0.0954 0.0049 1.0000