XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 184 (MVA H.29) 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 0.4189 0.01139 0.00344 -0.0831 0.6282 0.1270 0.500 0.4741 0.01137 0.00331 -0.0826 0.5958 0.1354 1.000 0.5293 0.01133 0.00320 -0.0820 0.5669 0.1413 1.500 0.5844 0.01132 0.00315 -0.0816 0.5427 0.1507 2.000 0.6395 0.01137 0.00321 -0.0812 0.5182 0.1718 2.500 0.6899 0.00965 0.00345 -0.0799 0.4968 1.0000 3.000 0.7448 0.01003 0.00363 -0.0793 0.4748 1.0000 3.500 0.7994 0.01040 0.00387 -0.0788 0.4526 1.0000 4.000 0.8538 0.01074 0.00411 -0.0783 0.4291 1.0000 4.500 0.9081 0.01114 0.00441 -0.0777 0.4108 1.0000 5.000 0.9622 0.01153 0.00478 -0.0772 0.3923 1.0000 5.500 1.0156 0.01198 0.00517 -0.0766 0.3755 1.0000 6.000 1.0683 0.01248 0.00563 -0.0758 0.3557 1.0000 6.500 1.1203 0.01299 0.00612 -0.0751 0.3353 1.0000 7.000 1.1718 0.01355 0.00672 -0.0742 0.3152 1.0000 7.500 1.2221 0.01417 0.00735 -0.0733 0.2911 1.0000 8.000 1.2718 0.01478 0.00802 -0.0723 0.2585 1.0000 8.500 1.3174 0.01578 0.00884 -0.0708 0.2002 1.0000 9.000 1.3553 0.01752 0.01031 -0.0686 0.1582 1.0000 9.500 1.3939 0.01907 0.01182 -0.0664 0.1335 1.0000 10.000 1.4308 0.02067 0.01326 -0.0640 0.0875 1.0000 10.500 1.4535 0.02322 0.01564 -0.0599 0.0550 1.0000 11.000 1.4709 0.02556 0.01797 -0.0551 0.0421 1.0000 11.500 1.4820 0.02838 0.02090 -0.0505 0.0381 1.0000 12.000 1.4859 0.03223 0.02492 -0.0469 0.0359 1.0000 12.500 1.4857 0.03717 0.03007 -0.0448 0.0344 1.0000 13.000 1.4824 0.04305 0.03615 -0.0439 0.0330 1.0000 13.500 1.4722 0.05005 0.04328 -0.0436 0.0319 1.0000 14.000 1.4652 0.05687 0.05029 -0.0436 0.0309 1.0000 14.500 1.4618 0.06338 0.05700 -0.0437 0.0300 1.0000 15.000 1.4596 0.06963 0.06337 -0.0436 0.0290 1.0000 15.500 1.4667 0.07417 0.06789 -0.0418 0.0281 1.0000 16.000 1.4657 0.08068 0.07466 -0.0423 0.0271 1.0000 16.500 1.4640 0.08752 0.08174 -0.0433 0.0260 1.0000 17.000 1.4810 0.09056 0.08470 -0.0406 0.0243 1.0000 17.500 1.4594 0.10137 0.09598 -0.0455 0.0237 1.0000 18.000 1.4500 0.11010 0.10503 -0.0485 0.0234 1.0000 18.500 1.4351 0.12019 0.11541 -0.0531 0.0223 1.0000 19.000 1.4371 0.12648 0.12176 -0.0547 0.0213 1.0000 19.500 1.4044 0.14106 0.13676 -0.0636 0.0206 1.0000