XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 322 (HANSA-BRANDENBURG IV.1) 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 0.6286 0.01118 0.00351 -0.0918 0.5562 0.0547 1.000 0.6862 0.01090 0.00340 -0.0922 0.5428 0.1100 2.500 0.8554 0.00927 0.00361 -0.0931 0.4987 1.0000 3.000 0.9113 0.00952 0.00372 -0.0932 0.4814 1.0000 3.500 0.9667 0.00982 0.00390 -0.0933 0.4631 1.0000 4.000 1.0208 0.01018 0.00410 -0.0933 0.4350 1.0000 4.500 1.0668 0.01119 0.00455 -0.0922 0.3565 1.0000 5.000 1.1128 0.01226 0.00523 -0.0912 0.3040 1.0000 5.500 1.1553 0.01354 0.00608 -0.0898 0.2430 1.0000 6.000 1.1890 0.01538 0.00738 -0.0872 0.1682 1.0000 6.500 1.2246 0.01685 0.00859 -0.0848 0.1319 1.0000 7.000 1.2190 0.02041 0.01161 -0.0767 0.0046 1.0000 7.500 1.2502 0.02174 0.01300 -0.0740 0.0043 1.0000 8.000 1.2801 0.02339 0.01475 -0.0718 0.0043 1.0000 8.500 1.3082 0.02547 0.01694 -0.0701 0.0044 1.0000 9.000 1.3336 0.02799 0.01962 -0.0687 0.0045 1.0000 9.500 1.3548 0.03101 0.02280 -0.0673 0.0047 1.0000 10.000 1.3722 0.03444 0.02640 -0.0658 0.0048 1.0000 10.500 1.3880 0.03803 0.03014 -0.0644 0.0051 1.0000 11.000 1.3980 0.04227 0.03456 -0.0630 0.0055 1.0000 11.500 1.4000 0.04744 0.03994 -0.0616 0.0058 1.0000 12.000 1.3936 0.05380 0.04651 -0.0605 0.0061 1.0000 12.500 1.3770 0.06202 0.05496 -0.0602 0.0063 1.0000 13.000 1.3857 0.06735 0.06046 -0.0602 0.0067 1.0000 13.500 1.3752 0.07547 0.06881 -0.0607 0.0072 1.0000 14.000 1.3547 0.08527 0.07884 -0.0619 0.0076 1.0000 14.500 1.3285 0.09631 0.09011 -0.0638 0.0078 1.0000 15.000 1.3001 0.10797 0.10198 -0.0663 0.0080 1.0000 15.500 1.3081 0.11428 0.10848 -0.0677 0.0089 1.0000 16.000 1.2917 0.12436 0.11873 -0.0703 0.0095 1.0000 16.500 1.2850 0.13265 0.12708 -0.0726 0.0100 1.0000 17.000 1.2952 0.13821 0.13277 -0.0738 0.0118 1.0000 17.500 1.3225 0.13996 0.13454 -0.0730 0.0147 1.0000