XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 802 A 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 0.3680 0.01472 0.00760 -0.0615 0.6330 0.0499 0.500 0.4221 0.01339 0.00596 -0.0609 0.5957 0.0506 1.000 0.4769 0.01310 0.00551 -0.0606 0.5637 0.0537 1.500 0.5312 0.01243 0.00468 -0.0600 0.5297 0.0571 2.000 0.5851 0.01226 0.00441 -0.0597 0.4993 0.0625 2.500 0.6406 0.01278 0.00482 -0.0595 0.4739 0.0757 3.000 0.6950 0.01267 0.00463 -0.0592 0.4434 0.0968 3.500 0.7496 0.01362 0.00535 -0.0588 0.4191 0.1016 4.000 0.8019 0.01248 0.00432 -0.0584 0.3934 0.1064 4.500 0.8545 0.01233 0.00423 -0.0580 0.3703 0.1135 5.000 0.9081 0.01253 0.00444 -0.0578 0.3542 0.1166 5.500 0.9606 0.01241 0.00438 -0.0575 0.3384 0.1284 6.500 1.0652 0.01303 0.00504 -0.0566 0.2965 0.2003 7.000 1.1171 0.01341 0.00550 -0.0561 0.2725 0.2226 7.500 1.1667 0.01401 0.00602 -0.0553 0.2389 0.2332 8.000 1.2134 0.01487 0.00674 -0.0542 0.1974 0.2390 8.500 1.2581 0.01590 0.00763 -0.0528 0.1704 0.2376 9.000 1.3000 0.01557 0.00865 -0.0510 0.1539 1.0000 9.500 1.3426 0.01661 0.00966 -0.0492 0.1391 1.0000 10.000 1.3844 0.01764 0.01070 -0.0473 0.1270 1.0000 10.500 1.4232 0.01879 0.01187 -0.0452 0.1110 1.0000 11.000 1.4578 0.02007 0.01317 -0.0425 0.0975 1.0000 11.500 1.4829 0.02163 0.01473 -0.0383 0.0864 1.0000 12.000 1.5090 0.02438 0.01637 -0.0349 0.0788 0.2413 13.000 1.5425 0.02802 0.02136 -0.0277 0.0689 1.0000 13.500 1.5556 0.03113 0.02466 -0.0249 0.0667 1.0000 14.000 1.5646 0.03489 0.02853 -0.0229 0.0634 1.0000 14.500 1.5757 0.03880 0.03262 -0.0218 0.0593 1.0000 15.000 1.5782 0.04384 0.03785 -0.0209 0.0578 1.0000 15.500 1.5815 0.04913 0.04336 -0.0209 0.0556 1.0000 16.000 1.5741 0.05584 0.05016 -0.0214 0.0535 1.0000 17.000 1.5651 0.06982 0.06459 -0.0243 0.0495 1.0000 17.500 1.5549 0.07782 0.07280 -0.0263 0.0478 1.0000 18.000 1.5452 0.08606 0.08127 -0.0288 0.0460 1.0000 18.500 1.5319 0.09480 0.09013 -0.0316 0.0444 1.0000 19.000 1.5190 0.10404 0.09967 -0.0352 0.0426 1.0000 19.500 1.5048 0.11360 0.10942 -0.0391 0.0407 1.0000 20.000 1.4876 0.12396 0.12002 -0.0439 0.0383 1.0000 20.500 1.4729 0.13393 0.13018 -0.0486 0.0368 1.0000 21.000 1.4524 0.14543 0.14191 -0.0547 0.0338 1.0000 21.500 1.4320 0.15698 0.15360 -0.0612 0.0317 1.0000 22.000 1.4132 0.16873 0.16559 -0.0682 0.0291 1.0000 22.500 1.3815 0.18404 0.18109 -0.0779 0.0237 1.0000