XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 326 (PFALZ 55) 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 0.3324 0.01098 0.00362 -0.0616 0.6705 0.0609 0.500 0.3869 0.01034 0.00298 -0.0610 0.6314 0.0663 1.000 0.4414 0.01008 0.00260 -0.0604 0.5825 0.0700 1.500 0.4953 0.01002 0.00237 -0.0597 0.5383 0.0757 2.000 0.5497 0.01003 0.00230 -0.0592 0.5050 0.0915 2.500 0.6112 0.00800 0.00254 -0.0607 0.4838 1.0000 3.000 0.6648 0.00832 0.00267 -0.0600 0.4569 1.0000 3.500 0.7188 0.00863 0.00285 -0.0593 0.4358 1.0000 4.000 0.7726 0.00895 0.00306 -0.0586 0.4100 1.0000 4.500 0.8260 0.00931 0.00333 -0.0580 0.3856 1.0000 5.000 0.8792 0.00971 0.00364 -0.0574 0.3587 1.0000 5.500 0.9319 0.01016 0.00399 -0.0567 0.3324 1.0000 6.000 0.9844 0.01063 0.00441 -0.0560 0.3090 1.0000 6.500 1.0360 0.01119 0.00489 -0.0552 0.2805 1.0000 7.000 1.0871 0.01178 0.00542 -0.0544 0.2509 1.0000 7.500 1.1353 0.01269 0.00610 -0.0533 0.1974 1.0000 8.500 1.2208 0.01558 0.00848 -0.0498 0.1081 1.0000 9.000 1.2639 0.01680 0.00969 -0.0480 0.0957 1.0000 9.500 1.3059 0.01801 0.01097 -0.0461 0.0885 1.0000 10.000 1.3464 0.01923 0.01223 -0.0441 0.0795 1.0000 10.500 1.3879 0.02025 0.01337 -0.0422 0.0705 1.0000 11.000 1.4242 0.02154 0.01470 -0.0397 0.0624 1.0000 11.500 1.4581 0.02276 0.01604 -0.0369 0.0544 1.0000 12.000 1.4805 0.02454 0.01786 -0.0328 0.0471 1.0000 12.500 1.5016 0.02661 0.02007 -0.0294 0.0410 1.0000 13.000 1.5165 0.02943 0.02300 -0.0265 0.0359 1.0000 13.500 1.5256 0.03314 0.02688 -0.0242 0.0321 1.0000 14.000 1.5310 0.03768 0.03160 -0.0229 0.0288 1.0000 14.500 1.5267 0.04371 0.03780 -0.0226 0.0268 1.0000 15.000 1.5233 0.05003 0.04436 -0.0230 0.0249 1.0000 15.500 1.5072 0.05845 0.05297 -0.0246 0.0234 1.0000 16.000 1.4966 0.06659 0.06137 -0.0267 0.0219 1.0000 16.500 1.4759 0.07648 0.07145 -0.0297 0.0207 1.0000 17.000 1.4553 0.08669 0.08191 -0.0331 0.0197 1.0000 17.500 1.4356 0.09712 0.09255 -0.0369 0.0185 1.0000 18.000 1.4099 0.10871 0.10429 -0.0415 0.0176 1.0000 18.500 1.3895 0.11978 0.11560 -0.0460 0.0167 1.0000 19.000 1.3689 0.13132 0.12735 -0.0513 0.0156 1.0000 19.500 1.3494 0.14280 0.13893 -0.0571 0.0147 1.0000 20.000 1.3346 0.15365 0.15000 -0.0627 0.0143 1.0000 21.000 1.3022 0.17772 0.17439 -0.0768 0.0124 1.0000 21.500 1.2813 0.19182 0.18873 -0.0856 0.0113 1.0000 22.000 1.2698 0.20415 0.20121 -0.0937 0.0106 1.0000