XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 281 (DAIMLER XII) 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 0.3347 0.01111 0.00380 -0.0642 0.6816 0.0464 0.500 0.3899 0.01088 0.00343 -0.0638 0.6486 0.0516 1.000 0.4449 0.01044 0.00296 -0.0635 0.6166 0.0540 1.500 0.5013 0.01021 0.00270 -0.0632 0.5957 0.0558 2.000 0.5564 0.01011 0.00245 -0.0628 0.5403 0.0560 2.500 0.6121 0.01012 0.00242 -0.0626 0.5003 0.0672 3.500 0.7189 0.00875 0.00285 -0.0619 0.4146 1.0000 4.000 0.7733 0.00918 0.00314 -0.0614 0.3910 1.0000 4.500 0.8271 0.00962 0.00345 -0.0610 0.3601 1.0000 5.000 0.8811 0.01005 0.00379 -0.0605 0.3298 1.0000 5.500 0.9338 0.01060 0.00415 -0.0599 0.2823 1.0000 6.000 0.9851 0.01130 0.00469 -0.0593 0.2451 1.0000 6.500 1.0347 0.01216 0.00534 -0.0584 0.2088 1.0000 7.000 1.0853 0.01291 0.00604 -0.0575 0.1847 1.0000 7.500 1.1345 0.01377 0.00678 -0.0565 0.1552 1.0000 8.000 1.1828 0.01462 0.00753 -0.0555 0.1317 1.0000 8.500 1.2295 0.01561 0.00848 -0.0541 0.1184 1.0000 9.000 1.2761 0.01651 0.00945 -0.0527 0.1086 1.0000 9.500 1.3212 0.01746 0.01045 -0.0512 0.1006 1.0000 10.000 1.3649 0.01844 0.01152 -0.0495 0.0927 1.0000 10.500 1.4101 0.01921 0.01234 -0.0481 0.0777 1.0000 11.000 1.4446 0.02087 0.01380 -0.0453 0.0385 1.0000 11.500 1.4630 0.02347 0.01639 -0.0403 0.0259 1.0000 12.000 1.4757 0.02588 0.01897 -0.0345 0.0225 1.0000 12.500 1.4832 0.02890 0.02218 -0.0295 0.0204 1.0000 13.500 1.4873 0.03730 0.03102 -0.0231 0.0173 1.0000 14.000 1.4847 0.04298 0.03693 -0.0223 0.0164 1.0000 14.500 1.4669 0.05122 0.04539 -0.0231 0.0157 1.0000 15.000 1.4509 0.05989 0.05434 -0.0249 0.0150 1.0000 15.500 1.4341 0.06916 0.06389 -0.0276 0.0144 1.0000 16.000 1.4124 0.07977 0.07475 -0.0313 0.0137 1.0000 16.500 1.3890 0.09103 0.08620 -0.0356 0.0133 1.0000 17.000 1.3634 0.10235 0.09766 -0.0396 0.0128 1.0000 17.500 1.3439 0.11397 0.10956 -0.0449 0.0123 1.0000 18.000 1.3251 0.12521 0.12102 -0.0498 0.0119 1.0000 18.500 1.3093 0.13623 0.13222 -0.0550 0.0113 1.0000 19.000 1.2947 0.14724 0.14331 -0.0607 0.0103 1.0000 19.500 1.2813 0.15848 0.15480 -0.0667 0.0099 1.0000 20.000 1.2665 0.17085 0.16740 -0.0740 0.0092 1.0000 20.500 1.2598 0.18068 0.17743 -0.0794 0.0097 1.0000 21.000 1.2528 0.19209 0.18902 -0.0870 0.0094 1.0000 21.500 1.2391 0.20554 0.20266 -0.0958 0.0091 1.0000