XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 802 B 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 0.6594 0.01693 0.01083 -0.1193 0.6470 0.0535 0.500 0.7138 0.01586 0.00945 -0.1193 0.6189 0.0583 1.000 0.7680 0.01514 0.00843 -0.1190 0.5920 0.0631 2.000 0.8764 0.01237 0.00500 -0.1183 0.5464 0.0463 2.500 0.9291 0.01228 0.00481 -0.1181 0.5235 0.0531 3.000 0.9813 0.01258 0.00499 -0.1176 0.4974 0.0641 4.000 1.0847 0.01297 0.00517 -0.1167 0.4483 0.0889 5.500 1.2175 0.01487 0.00611 -0.1125 0.2667 0.0902 6.000 1.2553 0.01607 0.00689 -0.1103 0.1871 0.0907 6.500 1.2756 0.01868 0.00869 -0.1054 0.0682 0.0913 7.500 1.3353 0.02135 0.01122 -0.0980 0.0042 0.0923 8.000 1.3686 0.02225 0.01226 -0.0949 0.0042 0.0935 8.500 1.4025 0.02331 0.01346 -0.0922 0.0045 0.0944 9.000 1.4337 0.02460 0.01492 -0.0893 0.0048 0.0961 9.500 1.4623 0.02613 0.01664 -0.0863 0.0051 0.0983 10.000 1.4866 0.02807 0.01881 -0.0831 0.0054 0.1008 10.500 1.5085 0.03032 0.02125 -0.0800 0.0059 0.1046 11.000 1.5299 0.03275 0.02384 -0.0772 0.0065 0.1139 11.500 1.5471 0.03570 0.02698 -0.0745 0.0073 0.1239 12.000 1.5552 0.03968 0.03122 -0.0716 0.0079 0.1322 12.500 1.5646 0.04286 0.03576 -0.0695 0.0085 1.0000 13.000 1.5746 0.04719 0.04029 -0.0678 0.0097 1.0000 13.500 1.5713 0.05340 0.04676 -0.0664 0.0106 1.0000 14.500 1.5618 0.06748 0.06134 -0.0660 0.0126 1.0000 15.000 1.5476 0.07634 0.07048 -0.0668 0.0137 1.0000 15.500 1.5231 0.08691 0.08131 -0.0684 0.0145 1.0000 16.000 1.5144 0.09538 0.08999 -0.0698 0.0156 1.0000 16.500 1.5084 0.10340 0.09828 -0.0709 0.0178 1.0000 17.000 1.4992 0.11112 0.10615 -0.0713 0.0192 1.0000 17.500 1.5194 0.11393 0.10922 -0.0690 0.0231 1.0000 18.000 1.5444 0.11488 0.11028 -0.0647 0.0249 1.0000 18.500 1.5710 0.11604 0.11200 -0.0566 0.0306 1.0000