XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 279 (DAIMLER X) AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.3375 0.10961 0.10284 -0.0286 1.0000 0.0634 -8.000 -0.3455 0.10858 0.10195 -0.0289 1.0000 0.0638 -7.750 -0.3495 0.10723 0.10070 -0.0308 1.0000 0.0641 -7.500 -0.3510 0.10565 0.09919 -0.0331 1.0000 0.0643 -7.250 -0.3398 0.09870 0.09230 -0.0258 1.0000 0.0670 -7.000 -0.3388 0.09608 0.08974 -0.0247 1.0000 0.0694 -6.750 -0.3392 0.09380 0.08754 -0.0246 1.0000 0.0720 -6.500 -0.3391 0.09176 0.08557 -0.0260 1.0000 0.0749 -6.250 -0.3345 0.09066 0.08446 -0.0320 1.0000 0.0772 -6.000 -0.3304 0.08701 0.08087 -0.0319 1.0000 0.0786 -5.750 -0.3287 0.08333 0.07726 -0.0278 1.0000 0.0816 -5.500 -0.3223 0.08055 0.07450 -0.0280 1.0000 0.0855 -5.250 -0.3009 0.07885 0.07261 -0.0365 1.0000 0.0919 -5.000 -0.2955 0.07467 0.06853 -0.0348 1.0000 0.0937 -4.750 -0.2886 0.07146 0.06538 -0.0331 1.0000 0.0976 -4.250 -0.2562 0.06532 0.05913 -0.0373 1.0000 0.1111 -3.750 -0.2202 0.05953 0.05320 -0.0410 1.0000 0.1393 -3.500 -0.2035 0.05689 0.05053 -0.0417 1.0000 0.1591 -3.250 -0.1716 0.05363 0.04719 -0.0460 0.9954 0.1992 -3.000 -0.1445 0.05044 0.04403 -0.0479 0.9898 0.2468 -2.500 -0.0028 0.04200 0.03379 -0.0664 0.9796 0.0894 -2.250 0.0456 0.03904 0.03020 -0.0704 0.9744 0.0759 -2.000 0.0891 0.03685 0.02749 -0.0738 0.9681 0.0766 -1.750 0.1310 0.03479 0.02497 -0.0768 0.9618 0.0763 -1.500 0.1727 0.03294 0.02273 -0.0795 0.9550 0.0755 -1.250 0.2128 0.03151 0.02091 -0.0819 0.9476 0.0793 -1.000 0.2533 0.03020 0.01930 -0.0843 0.9399 0.0804 -0.750 0.2912 0.02916 0.01798 -0.0860 0.9304 0.0811 -0.500 0.3347 0.02814 0.01675 -0.0884 0.9206 0.0855 -0.250 0.3781 0.02726 0.01558 -0.0905 0.9080 0.0900 0.000 0.4186 0.02642 0.01453 -0.0920 0.8941 0.0917 0.250 0.4574 0.02556 0.01362 -0.0934 0.8804 0.0946 0.500 0.4931 0.02494 0.01293 -0.0944 0.8670 0.0997 0.750 0.5274 0.02442 0.01239 -0.0952 0.8534 0.1106 1.000 0.5610 0.02395 0.01190 -0.0957 0.8392 0.1221 1.250 0.5942 0.02342 0.01151 -0.0962 0.8243 0.1461 1.500 0.6185 0.02133 0.01122 -0.0947 0.8087 1.0000 1.750 0.6491 0.02126 0.01088 -0.0943 0.7917 1.0000 2.000 0.6795 0.02116 0.01059 -0.0940 0.7739 1.0000 2.250 0.7057 0.02119 0.01049 -0.0931 0.7521 1.0000 2.500 0.7345 0.02114 0.01033 -0.0926 0.7311 1.0000 2.750 0.7627 0.02112 0.01020 -0.0920 0.7082 1.0000 3.000 0.7928 0.02104 0.01000 -0.0915 0.6854 1.0000 3.250 0.8218 0.02108 0.00993 -0.0910 0.6612 1.0000 3.500 0.8516 0.02115 0.00983 -0.0906 0.6375 1.0000 3.750 0.8792 0.02139 0.00994 -0.0899 0.6124 1.0000 4.000 0.9059 0.02175 0.01019 -0.0893 0.5882 1.0000 4.250 0.9318 0.02219 0.01051 -0.0886 0.5644 1.0000 4.500 0.9568 0.02270 0.01096 -0.0879 0.5417 1.0000 4.750 0.9815 0.02322 0.01146 -0.0872 0.5200 1.0000 5.000 1.0057 0.02376 0.01194 -0.0864 0.4988 1.0000 5.250 1.0283 0.02432 0.01247 -0.0854 0.4761 1.0000 5.500 1.0507 0.02486 0.01292 -0.0843 0.4543 1.0000 5.750 1.0721 0.02544 0.01354 -0.0832 0.4325 1.0000 6.000 1.0942 0.02604 0.01412 -0.0823 0.4137 1.0000 6.250 1.1172 0.02669 0.01479 -0.0815 0.3977 1.0000 6.500 1.1402 0.02738 0.01557 -0.0807 0.3830 1.0000 6.750 1.1632 0.02812 0.01640 -0.0800 0.3692 1.0000 7.000 1.1859 0.02890 0.01728 -0.0793 0.3556 1.0000 7.250 1.2082 0.02972 0.01821 -0.0785 0.3420 1.0000 7.500 1.2300 0.03058 0.01923 -0.0776 0.3284 1.0000 7.750 1.2513 0.03149 0.02026 -0.0767 0.3151 1.0000 8.000 1.2712 0.03241 0.02131 -0.0756 0.3010 1.0000 8.250 1.2888 0.03332 0.02236 -0.0742 0.2859 1.0000 8.500 1.3044 0.03422 0.02346 -0.0725 0.2702 1.0000 8.750 1.3185 0.03512 0.02452 -0.0707 0.2548 1.0000 9.000 1.3312 0.03604 0.02562 -0.0688 0.2397 1.0000 9.250 1.3422 0.03699 0.02675 -0.0667 0.2247 1.0000 9.500 1.3524 0.03804 0.02796 -0.0646 0.2106 1.0000 9.750 1.3609 0.03917 0.02927 -0.0623 0.1969 1.0000 10.000 1.3674 0.04043 0.03072 -0.0598 0.1837 1.0000 10.250 1.3713 0.04182 0.03223 -0.0571 0.1723 1.0000 10.500 1.3739 0.04348 0.03406 -0.0545 0.1599 1.0000 10.750 1.3744 0.04543 0.03615 -0.0520 0.1477 1.0000 11.000 1.3726 0.04771 0.03854 -0.0496 0.1360 1.0000 11.250 1.3690 0.05031 0.04120 -0.0474 0.1253 1.0000 11.500 1.3639 0.05308 0.04394 -0.0456 0.1166 1.0000 11.750 1.3596 0.05625 0.04737 -0.0441 0.1075 1.0000 12.000 1.3556 0.05933 0.05043 -0.0428 0.1016 1.0000 12.250 1.3519 0.06290 0.05435 -0.0418 0.0956 1.0000 12.500 1.3469 0.06639 0.05800 -0.0412 0.0909 1.0000 12.750 1.3405 0.07026 0.06204 -0.0409 0.0868 1.0000 13.000 1.3309 0.07484 0.06691 -0.0413 0.0829 1.0000 13.250 1.3220 0.07926 0.07148 -0.0421 0.0794 1.0000 13.500 1.3148 0.08354 0.07581 -0.0428 0.0764 1.0000 13.750 1.3008 0.08954 0.08214 -0.0446 0.0742 1.0000 14.000 1.2858 0.09589 0.08875 -0.0469 0.0723 1.0000 14.250 1.2706 0.10248 0.09554 -0.0496 0.0705 1.0000 14.500 1.2590 0.10845 0.10163 -0.0522 0.0684 1.0000 14.750 1.2551 0.11271 0.10587 -0.0537 0.0657 1.0000 15.000 1.2335 0.12177 0.11517 -0.0584 0.0654 1.0000 15.250 1.2086 0.13221 0.12579 -0.0642 0.0655 1.0000 15.500 1.1807 0.14437 0.13804 -0.0712 0.0659 1.0000