XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 329 (PFALZ 58) 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 0.4860 0.01271 0.00517 -0.0936 0.5747 0.0474 0.500 0.5404 0.01229 0.00446 -0.0931 0.5282 0.0471 1.000 0.5953 0.01190 0.00384 -0.0927 0.4951 0.0494 1.500 0.6505 0.01169 0.00355 -0.0926 0.4678 0.0521 2.000 0.7039 0.01182 0.00342 -0.0923 0.4194 0.0550 2.500 0.7614 0.01172 0.00345 -0.0925 0.4280 0.0584 3.000 0.8169 0.01183 0.00353 -0.0925 0.4144 0.0730 3.500 0.8630 0.01013 0.00381 -0.0905 0.4007 1.0000 4.000 0.9178 0.01052 0.00407 -0.0904 0.3894 1.0000 4.500 0.9724 0.01093 0.00443 -0.0903 0.3781 1.0000 5.000 1.0267 0.01133 0.00478 -0.0900 0.3660 1.0000 5.500 1.0807 0.01175 0.00515 -0.0898 0.3561 1.0000 6.000 1.1341 0.01223 0.00559 -0.0895 0.3475 1.0000 6.500 1.1869 0.01262 0.00600 -0.0891 0.3352 1.0000 7.000 1.2392 0.01314 0.00652 -0.0886 0.3266 1.0000 7.500 1.2906 0.01349 0.00694 -0.0881 0.3114 1.0000 8.000 1.3415 0.01400 0.00750 -0.0874 0.3018 1.0000 8.500 1.3910 0.01450 0.00805 -0.0865 0.2885 1.0000 9.000 1.4395 0.01500 0.00863 -0.0856 0.2720 1.0000 9.500 1.4845 0.01569 0.00931 -0.0841 0.2477 1.0000 10.000 1.5183 0.01712 0.01046 -0.0811 0.1836 1.0000 10.500 1.5017 0.02147 0.01402 -0.0711 0.0683 1.0000 11.000 1.5105 0.02426 0.01674 -0.0654 0.0450 1.0000 11.500 1.5229 0.02710 0.01967 -0.0611 0.0385 1.0000 12.000 1.5318 0.03055 0.02325 -0.0575 0.0353 1.0000 12.500 1.5372 0.03468 0.02757 -0.0547 0.0332 1.0000 13.000 1.5282 0.04068 0.03375 -0.0524 0.0319 1.0000 13.500 1.5245 0.04669 0.04001 -0.0513 0.0308 1.0000 14.000 1.5124 0.05423 0.04777 -0.0512 0.0298 1.0000 14.500 1.4952 0.06300 0.05674 -0.0520 0.0289 1.0000 15.000 1.4702 0.07307 0.06698 -0.0535 0.0282 1.0000 15.500 1.4611 0.08132 0.07547 -0.0550 0.0269 1.0000 16.000 1.4516 0.08951 0.08382 -0.0564 0.0261 1.0000 16.500 1.4418 0.09761 0.09198 -0.0579 0.0250 1.0000 17.000 1.4358 0.10560 0.10019 -0.0599 0.0234 1.0000 17.500 1.4341 0.11265 0.10735 -0.0615 0.0224 1.0000 18.000 1.4365 0.11878 0.11353 -0.0627 0.0215 1.0000 18.500 1.4355 0.12601 0.12094 -0.0651 0.0204 1.0000 19.000 1.4437 0.13117 0.12623 -0.0660 0.0201 1.0000 19.500 1.4392 0.13943 0.13455 -0.0700 0.0181 1.0000 20.000 1.4420 0.14576 0.14113 -0.0721 0.0173 1.0000 20.500 1.4465 0.15208 0.14762 -0.0747 0.0170 1.0000 21.000 1.4451 0.16004 0.15576 -0.0792 0.0163 1.0000 21.500 1.4491 0.16621 0.16212 -0.0820 0.0160 1.0000 22.000 1.4517 0.17317 0.16921 -0.0861 0.0155 1.0000 22.500 1.4313 0.18639 0.18274 -0.0952 0.0135 1.0000 23.500 1.4152 0.20639 0.20320 -0.1087 0.0129 1.0000