XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 190 (MVA MK.18) 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 0.6502 0.01247 0.00525 -0.1463 0.6088 0.3689 0.500 0.7020 0.01258 0.00512 -0.1452 0.5879 0.3749 1.000 0.7541 0.01260 0.00505 -0.1441 0.5704 0.3812 1.500 0.8065 0.01278 0.00518 -0.1432 0.5545 0.3872 2.000 0.8599 0.01309 0.00533 -0.1424 0.5397 0.3942 2.500 0.9119 0.01325 0.00547 -0.1414 0.5261 0.4015 3.000 0.9646 0.01357 0.00583 -0.1406 0.5123 0.4089 3.500 1.0145 0.01384 0.00608 -0.1391 0.4962 0.4174 4.000 1.0539 0.01389 0.00602 -0.1355 0.4629 0.4252 4.500 1.0947 0.01396 0.00610 -0.1322 0.4313 0.4341 5.000 1.1331 0.01425 0.00623 -0.1285 0.3910 0.4444 5.500 1.1739 0.01463 0.00658 -0.1254 0.3626 0.4544 6.000 1.2029 0.01540 0.00706 -0.1203 0.3136 0.4649 6.500 1.2394 0.01595 0.00762 -0.1166 0.2858 0.4766 7.000 1.2640 0.01711 0.00849 -0.1111 0.2228 0.4888 7.500 1.2841 0.01869 0.00971 -0.1051 0.1611 0.5020 8.000 1.2989 0.02053 0.01128 -0.0988 0.1008 0.5150 8.500 1.2802 0.02432 0.01449 -0.0882 0.0050 0.5252 9.000 1.3054 0.02574 0.01611 -0.0841 0.0039 0.5438 9.500 1.3320 0.02737 0.01800 -0.0808 0.0037 0.5711 10.000 1.3836 0.02930 0.02071 -0.0835 0.0036 1.0000 10.500 1.3995 0.03193 0.02352 -0.0798 0.0036 1.0000 11.000 1.4112 0.03519 0.02696 -0.0765 0.0037 1.0000 11.500 1.4192 0.03914 0.03113 -0.0738 0.0037 1.0000 12.000 1.4229 0.04388 0.03611 -0.0717 0.0037 1.0000 12.500 1.4224 0.04943 0.04191 -0.0703 0.0037 1.0000 13.000 1.4205 0.05552 0.04823 -0.0695 0.0038 1.0000 13.500 1.4161 0.06228 0.05523 -0.0695 0.0039 1.0000 14.000 1.4093 0.06973 0.06292 -0.0700 0.0040 1.0000 14.500 1.4004 0.07772 0.07115 -0.0711 0.0040 1.0000 15.000 1.3885 0.08647 0.08013 -0.0727 0.0041 1.0000 15.500 1.3751 0.09575 0.08965 -0.0748 0.0042 1.0000 16.000 1.3602 0.10569 0.09982 -0.0777 0.0043 1.0000 16.500 1.3461 0.11578 0.11014 -0.0810 0.0044 1.0000 17.000 1.3339 0.12580 0.12035 -0.0848 0.0045 1.0000 17.500 1.3242 0.13550 0.13022 -0.0887 0.0046 1.0000 18.000 1.3189 0.14432 0.13919 -0.0925 0.0047 1.0000 18.500 1.3185 0.15202 0.14698 -0.0957 0.0049 1.0000 19.000 1.3259 0.15772 0.15271 -0.0979 0.0050 1.0000 19.500 1.3401 0.16178 0.15680 -0.0990 0.0052 1.0000 20.000 1.3424 0.16966 0.16491 -0.1033 0.0054 1.0000 20.500 1.3492 0.17612 0.17162 -0.1066 0.0058 1.0000 21.000 1.3552 0.18240 0.17811 -0.1097 0.0062 1.0000 21.500 1.3618 0.18821 0.18409 -0.1127 0.0066 1.0000 22.000 1.3687 0.19418 0.19022 -0.1161 0.0069 1.0000 22.500 1.3515 0.20762 0.20406 -0.1255 0.0071 1.0000 23.000 1.3271 0.22361 0.22045 -0.1368 0.0074 1.0000 23.500 1.2951 0.24350 0.24071 -0.1505 0.0074 1.0000