XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 300 (FRIEDRICHSHAFEN G20) 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 = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 -0.2712 0.11781 0.11087 -0.0264 1.0000 0.1057 -9.000 -0.2709 0.11644 0.10959 -0.0278 1.0000 0.1082 -8.750 -0.2775 0.11649 0.10977 -0.0294 1.0000 0.1094 -8.500 -0.2899 0.11706 0.11051 -0.0301 1.0000 0.1099 -8.250 -0.2704 0.10981 0.10326 -0.0289 1.0000 0.1118 -8.000 -0.2613 0.10582 0.09932 -0.0277 1.0000 0.1146 -7.750 -0.2628 0.10376 0.09737 -0.0266 1.0000 0.1171 -7.500 -0.2702 0.10242 0.09617 -0.0249 1.0000 0.1192 -7.250 -0.2804 0.10150 0.09538 -0.0235 1.0000 0.1212 -7.000 -0.2927 0.10117 0.09519 -0.0229 1.0000 0.1228 -6.750 -0.3061 0.10155 0.09569 -0.0236 1.0000 0.1239 -6.500 -0.3169 0.10248 0.09667 -0.0261 1.0000 0.1245 -6.250 -0.3125 0.09581 0.09014 -0.0191 1.0000 0.1270 -6.000 -0.3156 0.09354 0.08795 -0.0167 1.0000 0.1300 -5.750 -0.3205 0.09199 0.08647 -0.0158 1.0000 0.1333 -5.500 -0.3239 0.09124 0.08576 -0.0175 1.0000 0.1371 -5.250 -0.3218 0.09079 0.08530 -0.0221 1.0000 0.1393 -5.000 -0.3244 0.08676 0.08137 -0.0177 1.0000 0.1415 -4.750 -0.3233 0.08437 0.07903 -0.0164 1.0000 0.1452 -4.500 -0.3151 0.08290 0.07752 -0.0193 1.0000 0.1514 -4.250 -0.3050 0.08061 0.07520 -0.0221 1.0000 0.1549 -4.000 -0.3016 0.07768 0.07232 -0.0204 1.0000 0.1594 -3.750 -0.2816 0.07618 0.07068 -0.0258 1.0000 0.1692 -3.500 -0.2437 0.07246 0.06686 -0.0323 0.9920 0.1843 -3.250 -0.2045 0.06847 0.06277 -0.0383 0.9830 0.2007 -3.000 -0.1573 0.06631 0.06035 -0.0468 0.9719 0.2291 -2.750 -0.1350 0.06189 0.05604 -0.0477 0.9629 0.2500 -2.500 -0.0986 0.05871 0.05278 -0.0523 0.9532 0.2955 -2.000 -0.0557 0.05277 0.04696 -0.0525 0.9321 0.4375 -1.750 -0.0326 0.04915 0.04348 -0.0503 0.9227 0.5075 -1.500 -0.0066 0.04661 0.04096 -0.0502 0.9104 0.5572 -1.250 0.0239 0.04429 0.03864 -0.0509 0.8981 0.5980 -1.000 0.0763 0.04208 0.03628 -0.0573 0.8859 0.6241 -0.750 0.1791 0.04061 0.03412 -0.0770 0.8723 0.5652 -0.500 0.2956 0.04210 0.03401 -0.0971 0.8578 0.3708 -0.250 0.3388 0.04197 0.03338 -0.0999 0.8442 0.3204 0.000 0.3779 0.04176 0.03276 -0.1017 0.8313 0.2842 0.250 0.4188 0.04136 0.03202 -0.1036 0.8193 0.2697 0.500 0.4762 0.04040 0.03065 -0.1074 0.8098 0.2550 0.750 0.5041 0.04042 0.03044 -0.1074 0.7962 0.2479 1.000 0.5332 0.04034 0.03020 -0.1075 0.7830 0.2495 1.250 0.5683 0.04017 0.02980 -0.1080 0.7710 0.2504 1.500 0.6159 0.03935 0.02874 -0.1095 0.7619 0.2505 1.750 0.6389 0.03975 0.02906 -0.1088 0.7482 0.2546 2.000 0.6627 0.04014 0.02938 -0.1080 0.7351 0.2625 2.250 0.6920 0.04013 0.02937 -0.1077 0.7238 0.2707 2.500 0.7274 0.03972 0.02895 -0.1077 0.7143 0.2810 2.750 0.7421 0.04088 0.03017 -0.1066 0.7013 0.2941 3.000 0.7628 0.04163 0.03104 -0.1061 0.6901 0.3188 3.250 0.7968 0.03997 0.03079 -0.1057 0.6821 1.0000 3.500 0.8051 0.04218 0.03283 -0.1042 0.6694 1.0000 3.750 0.8284 0.04342 0.03381 -0.1035 0.6608 1.0000 4.000 0.8430 0.04528 0.03550 -0.1026 0.6511 1.0000 4.250 0.8436 0.04830 0.03844 -0.1015 0.6405 1.0000 4.500 0.8771 0.04864 0.03861 -0.1012 0.6335 1.0000 4.750 0.8565 0.05337 0.04336 -0.0995 0.6231 1.0000 5.000 0.9214 0.05090 0.04076 -0.0996 0.6156 1.0000 5.250 0.9024 0.05530 0.04518 -0.0978 0.6025 1.0000 5.500 0.9071 0.05753 0.04738 -0.0962 0.5896 1.0000 5.750 0.9303 0.05805 0.04788 -0.0947 0.5764 1.0000 6.000 1.0116 0.05299 0.04282 -0.0937 0.5675 1.0000 6.250 0.9817 0.05889 0.04876 -0.0922 0.5541 1.0000 6.500 0.9699 0.06308 0.05299 -0.0910 0.5422 1.0000 6.750 1.0042 0.06267 0.05262 -0.0897 0.5316 1.0000 7.000 1.0386 0.06196 0.05198 -0.0881 0.5203 1.0000 7.250 1.0247 0.06645 0.05651 -0.0870 0.5060 1.0000 7.500 1.0227 0.06968 0.05982 -0.0857 0.4920 1.0000 7.750 1.0314 0.07172 0.06192 -0.0843 0.4776 1.0000 8.000 1.0441 0.07327 0.06354 -0.0827 0.4628 1.0000 8.250 1.0561 0.07496 0.06530 -0.0812 0.4482 1.0000 8.500 1.1473 0.06656 0.05709 -0.0769 0.4400 1.0000 8.750 1.1305 0.07184 0.06242 -0.0762 0.4246 1.0000 9.000 1.1000 0.07943 0.07001 -0.0767 0.4096 1.0000 9.250 1.0546 0.08924 0.07980 -0.0784 0.3969 1.0000 9.500 1.0475 0.09428 0.08488 -0.0786 0.3883 1.0000 9.750 1.0385 0.09959 0.09023 -0.0792 0.3804 1.0000 10.000 1.0309 0.10481 0.09548 -0.0797 0.3734 1.0000 10.250 1.0064 0.11231 0.10300 -0.0817 0.3691 1.0000 10.500 0.9940 0.11863 0.10936 -0.0834 0.3677 1.0000