XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 331 (PFALZ 60) 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.750 -0.2902 0.12608 0.11996 -0.0233 1.0000 0.1018 -8.500 -0.3036 0.12584 0.11982 -0.0214 1.0000 0.1034 -8.250 -0.3203 0.12607 0.12015 -0.0194 1.0000 0.1044 -8.000 -0.3399 0.12655 0.12074 -0.0173 1.0000 0.1050 -7.750 -0.3596 0.12700 0.12130 -0.0158 1.0000 0.1054 -7.500 -0.3748 0.12735 0.12173 -0.0168 1.0000 0.1058 -7.250 -0.3657 0.12134 0.11577 -0.0128 1.0000 0.1076 -7.000 -0.3632 0.11805 0.11253 -0.0103 1.0000 0.1102 -6.750 -0.3674 0.11610 0.11063 -0.0091 1.0000 0.1125 -6.500 -0.3727 0.11439 0.10897 -0.0085 1.0000 0.1149 -6.250 -0.3778 0.11288 0.10751 -0.0091 1.0000 0.1176 -6.000 -0.3816 0.11225 0.10690 -0.0128 1.0000 0.1202 -5.750 -0.3789 0.11142 0.10607 -0.0188 1.0000 0.1215 -5.500 -0.3795 0.10640 0.10114 -0.0126 1.0000 0.1237 -5.250 -0.3776 0.10357 0.09835 -0.0108 1.0000 0.1270 -5.000 -0.3733 0.10130 0.09609 -0.0117 1.0000 0.1314 -4.750 -0.3538 0.10080 0.09546 -0.0228 1.0000 0.1374 -4.500 -0.3569 0.09632 0.09110 -0.0172 1.0000 0.1400 -4.250 -0.3516 0.09368 0.08849 -0.0162 1.0000 0.1457 -4.000 -0.3296 0.09182 0.08650 -0.0239 1.0000 0.1543 -3.750 -0.3279 0.08854 0.08331 -0.0207 1.0000 0.1589 -3.500 -0.3024 0.08680 0.08143 -0.0278 1.0000 0.1704 -3.250 -0.2993 0.08359 0.07831 -0.0249 1.0000 0.1756 -3.000 -0.2773 0.08143 0.07605 -0.0296 1.0000 0.1881 -2.750 -0.2559 0.07961 0.07413 -0.0333 1.0000 0.2033 -2.500 -0.2497 0.07677 0.07139 -0.0312 1.0000 0.2128 -2.250 -0.2319 0.07471 0.06929 -0.0333 1.0000 0.2308 -2.000 -0.2119 0.07271 0.06725 -0.0361 1.0000 0.2552 -1.750 -0.2014 0.07052 0.06513 -0.0353 1.0000 0.2777 -1.500 -0.1185 0.06645 0.06114 -0.0435 0.9521 0.4298 -1.250 -0.1024 0.06374 0.05859 -0.0390 0.9356 0.5056 -1.000 -0.0840 0.06118 0.05613 -0.0353 0.9201 0.5742 -0.750 -0.0612 0.05883 0.05383 -0.0331 0.9055 0.6312 -0.500 -0.0300 0.05656 0.05159 -0.0333 0.8915 0.6767 -0.250 0.0224 0.05470 0.04964 -0.0398 0.8767 0.7075 0.000 0.1002 0.05310 0.04785 -0.0537 0.8601 0.7077 0.250 0.3038 0.05436 0.04736 -0.1015 0.8344 0.4619 0.500 0.3774 0.05479 0.04680 -0.1107 0.8181 0.3369 0.750 0.4285 0.05500 0.04630 -0.1139 0.8026 0.2692 1.000 0.4729 0.05447 0.04539 -0.1156 0.7874 0.2315 1.250 0.5169 0.05401 0.04453 -0.1171 0.7726 0.2057 1.500 0.5757 0.05274 0.04290 -0.1199 0.7611 0.1902 1.750 0.6094 0.05239 0.04231 -0.1198 0.7448 0.1813 2.000 0.6437 0.05198 0.04161 -0.1194 0.7286 0.1725 2.250 0.6765 0.05166 0.04106 -0.1189 0.7126 0.1673 2.500 0.7085 0.05115 0.04044 -0.1182 0.6967 0.1645 2.750 0.7391 0.05075 0.03995 -0.1174 0.6811 0.1636 3.000 0.7681 0.05049 0.03960 -0.1166 0.6659 0.1669 3.500 0.8286 0.04987 0.03890 -0.1154 0.6384 0.1788 3.750 0.8795 0.04787 0.03687 -0.1161 0.6304 0.1985 4.000 0.8956 0.04746 0.03786 -0.1147 0.6164 0.6765 4.250 0.9535 0.04497 0.03501 -0.1150 0.6117 1.0000 4.500 0.9628 0.04653 0.03639 -0.1127 0.5974 1.0000 4.750 0.9643 0.04893 0.03868 -0.1103 0.5830 1.0000 5.000 1.0316 0.04599 0.03539 -0.1122 0.5794 1.0000 5.250 1.0169 0.04979 0.03920 -0.1089 0.5651 1.0000 5.500 0.9876 0.05590 0.04537 -0.1062 0.5506 1.0000 5.750 1.0281 0.05487 0.04418 -0.1059 0.5456 1.0000 6.000 0.9987 0.06164 0.05101 -0.1043 0.5328 1.0000 6.250 0.9425 0.07163 0.06115 -0.1032 0.5215 1.0000 6.500 0.9633 0.07323 0.06266 -0.1029 0.5166 1.0000 6.750 0.9441 0.07929 0.06876 -0.1026 0.5113 1.0000 7.000 0.9159 0.08613 0.07567 -0.1024 0.5069 1.0000 7.250 0.9095 0.09078 0.08034 -0.1024 0.5041 1.0000 7.500 0.8943 0.09663 0.08624 -0.1029 0.5055 1.0000 7.750 0.8845 0.10193 0.09158 -0.1035 0.5081 1.0000 8.000 0.8838 0.10648 0.09614 -0.1041 0.5109 1.0000 8.250 0.8979 0.11032 0.09997 -0.1051 0.5138 1.0000 8.500 0.7956 0.12593 0.11603 -0.1111 0.6137 1.0000