XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 182 (MVA H.27) 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5827 0.01115 0.00306 -0.0974 0.4568 0.2049 1.000 0.6355 0.01100 0.00325 -0.0969 0.4092 0.3995 1.500 0.6894 0.01025 0.00339 -0.0963 0.3700 1.0000 2.000 0.7428 0.01083 0.00364 -0.0957 0.3444 1.0000 2.500 0.7964 0.01139 0.00396 -0.0951 0.3272 1.0000 3.000 0.8503 0.01190 0.00433 -0.0946 0.3156 1.0000 3.500 0.9033 0.01255 0.00484 -0.0940 0.3059 1.0000 4.000 0.9570 0.01297 0.00523 -0.0935 0.2954 1.0000 4.500 1.0097 0.01320 0.00528 -0.0930 0.2691 1.0000 5.000 1.0624 0.01358 0.00556 -0.0924 0.2502 1.0000 5.500 1.1145 0.01404 0.00592 -0.0918 0.2310 1.0000 6.000 1.1663 0.01456 0.00641 -0.0911 0.2171 1.0000 6.500 1.2133 0.01561 0.00702 -0.0901 0.1408 1.0000 7.000 1.2459 0.01861 0.00938 -0.0873 0.0249 1.0000 7.500 1.2895 0.01995 0.01073 -0.0856 0.0047 1.0000 8.000 1.3336 0.02109 0.01204 -0.0840 0.0045 1.0000 8.500 1.3747 0.02243 0.01359 -0.0819 0.0045 1.0000 9.000 1.4119 0.02397 0.01534 -0.0795 0.0047 1.0000 9.500 1.4437 0.02576 0.01738 -0.0764 0.0049 1.0000 10.000 1.4642 0.02797 0.01984 -0.0721 0.0051 1.0000 10.500 1.4730 0.03099 0.02314 -0.0674 0.0053 1.0000 11.000 1.4716 0.03552 0.02797 -0.0640 0.0055 1.0000 11.500 1.4603 0.04253 0.03530 -0.0636 0.0057 1.0000 12.000 1.4397 0.05203 0.04511 -0.0657 0.0058 1.0000 12.500 1.4112 0.06337 0.05673 -0.0688 0.0058 1.0000 13.000 1.3901 0.07375 0.06737 -0.0715 0.0059 1.0000 13.500 1.3707 0.08388 0.07773 -0.0740 0.0061 1.0000 14.000 1.3542 0.09379 0.08785 -0.0765 0.0063 1.0000 14.500 1.3419 0.10300 0.09722 -0.0786 0.0065 1.0000 15.000 1.3371 0.11066 0.10502 -0.0799 0.0069 1.0000 15.500 1.3430 0.11573 0.11012 -0.0795 0.0074 1.0000 16.000 1.3547 0.12036 0.11489 -0.0792 0.0079 1.0000 16.500 1.3917 0.11767 0.11231 -0.0706 0.0096 1.0000