XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 140 (MVA H.17) AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3782 0.01490 0.00660 -0.0683 0.5294 0.0607 0.500 0.4343 0.01468 0.00606 -0.0680 0.4893 0.0657 1.000 0.4904 0.01432 0.00558 -0.0678 0.4638 0.0698 1.500 0.5468 0.01378 0.00490 -0.0674 0.4393 0.0749 2.000 0.6026 0.01359 0.00460 -0.0672 0.4175 0.0793 2.500 0.6591 0.01329 0.00433 -0.0671 0.3989 0.0969 3.000 0.7150 0.01327 0.00432 -0.0670 0.3819 0.1186 3.500 0.7703 0.01225 0.00454 -0.0674 0.3642 0.6436 4.000 0.8202 0.01187 0.00472 -0.0654 0.3497 1.0000 4.500 0.8757 0.01234 0.00500 -0.0651 0.3374 1.0000 5.000 0.9305 0.01287 0.00543 -0.0647 0.3246 1.0000 5.500 0.9853 0.01342 0.00592 -0.0644 0.3148 1.0000 6.000 1.0400 0.01391 0.00644 -0.0641 0.3062 1.0000 6.500 1.0939 0.01440 0.00690 -0.0637 0.2950 1.0000 7.000 1.1480 0.01503 0.00761 -0.0633 0.2893 1.0000 7.500 1.2010 0.01554 0.00817 -0.0628 0.2793 1.0000 8.500 1.3052 0.01667 0.00947 -0.0616 0.2621 1.0000 9.000 1.3561 0.01720 0.01015 -0.0608 0.2512 1.0000 9.500 1.4059 0.01771 0.01085 -0.0599 0.2392 1.0000 10.000 1.4544 0.01816 0.01146 -0.0588 0.2203 1.0000 10.500 1.4993 0.01894 0.01228 -0.0574 0.1842 1.0000 11.000 1.5296 0.02114 0.01412 -0.0545 0.1218 1.0000 11.500 1.5485 0.02396 0.01687 -0.0503 0.1032 1.0000 12.000 1.5606 0.02656 0.01958 -0.0450 0.0929 1.0000 12.500 1.5649 0.02970 0.02284 -0.0401 0.0842 1.0000 13.000 1.5747 0.03314 0.02649 -0.0374 0.0757 1.0000 13.500 1.5830 0.03738 0.03095 -0.0362 0.0677 1.0000 14.000 1.5845 0.04302 0.03680 -0.0364 0.0604 1.0000 14.500 1.5787 0.05019 0.04420 -0.0378 0.0533 1.0000 15.000 1.5585 0.05970 0.05392 -0.0404 0.0477 1.0000 15.500 1.5288 0.07074 0.06518 -0.0436 0.0435 1.0000 16.000 1.4951 0.08252 0.07717 -0.0472 0.0402 1.0000 16.500 1.4648 0.09435 0.08916 -0.0512 0.0354 1.0000 17.000 1.4329 0.10665 0.10161 -0.0555 0.0323 1.0000 17.500 1.4064 0.11845 0.11353 -0.0600 0.0282 1.0000 18.000 1.3908 0.12864 0.12383 -0.0641 0.0253 1.0000 18.500 1.3698 0.14020 0.13550 -0.0693 0.0210 1.0000 19.000 1.3689 0.14759 0.14300 -0.0724 0.0213 1.0000 19.500 1.3544 0.15833 0.15383 -0.0779 0.0179 1.0000 20.000 1.3596 0.16465 0.16018 -0.0807 0.0176 1.0000 20.500 1.3480 0.17569 0.17144 -0.0873 0.0153 1.0000 21.000 1.3537 0.18231 0.17814 -0.0910 0.0151 1.0000 21.500 1.3439 0.19302 0.18902 -0.0978 0.0128 1.0000