XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 217 (MVA MK.12) 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 0.9289 0.01603 0.00855 -0.1740 0.4900 0.4567 1.000 0.9863 0.01642 0.00899 -0.1737 0.4828 0.4688 1.500 1.0443 0.01671 0.00911 -0.1736 0.4730 0.4798 2.000 1.1006 0.01714 0.00962 -0.1732 0.4654 0.4891 2.500 1.1580 0.01738 0.00983 -0.1731 0.4573 0.5001 3.000 1.2138 0.01763 0.01008 -0.1727 0.4495 0.5081 3.500 1.2697 0.01822 0.01069 -0.1724 0.4427 0.5190 4.000 1.3242 0.01847 0.01105 -0.1719 0.4356 0.5298 4.500 1.3782 0.01873 0.01136 -0.1712 0.4277 0.5375 5.000 1.4337 0.01925 0.01179 -0.1711 0.4196 0.5465 5.500 1.4858 0.01937 0.01206 -0.1703 0.4114 0.5537 6.000 1.5367 0.01961 0.01232 -0.1692 0.4018 0.5600 6.500 1.5864 0.02000 0.01279 -0.1680 0.3918 0.5687 7.000 1.6342 0.02025 0.01306 -0.1666 0.3799 0.5760 7.500 1.6774 0.02063 0.01357 -0.1644 0.3655 0.5820 8.000 1.7149 0.02118 0.01415 -0.1613 0.3470 0.5900 8.500 1.7420 0.02203 0.01496 -0.1566 0.3212 0.5975 9.000 1.7497 0.02364 0.01649 -0.1493 0.2894 0.6026 9.500 1.7514 0.02650 0.01921 -0.1428 0.2601 0.6086 10.000 1.7530 0.03005 0.02270 -0.1376 0.2409 0.6161 10.500 1.7596 0.03370 0.02640 -0.1339 0.2279 0.6221 11.000 1.7615 0.03807 0.03083 -0.1305 0.2183 0.6277 11.500 1.7689 0.04231 0.03519 -0.1281 0.2105 0.6350 12.000 1.7670 0.04746 0.04032 -0.1255 0.2030 0.6415 12.500 1.7742 0.05213 0.04523 -0.1241 0.1968 0.6487 13.000 1.7751 0.05756 0.05073 -0.1227 0.1903 0.6565 13.500 1.7785 0.06264 0.05588 -0.1213 0.1842 0.6630 14.000 1.7807 0.06849 0.06195 -0.1210 0.1785 0.6710 14.500 1.7804 0.07453 0.06806 -0.1207 0.1726 0.6787 15.000 1.7852 0.07987 0.07349 -0.1202 0.1673 0.6885 15.500 1.7858 0.08624 0.08009 -0.1206 0.1625 0.6973 16.500 1.7958 0.09716 0.09114 -0.1208 0.1532 0.7182 17.000 1.7942 0.10396 0.09822 -0.1219 0.1493 0.7294 17.500 1.7925 0.11074 0.10518 -0.1232 0.1443 0.7433 18.000 1.7972 0.11630 0.11080 -0.1241 0.1391 0.7673 19.000 1.7882 0.13047 0.12550 -0.1281 0.1292 1.0000 19.500 1.7869 0.13734 0.13248 -0.1306 0.1239 1.0000 20.000 1.7813 0.14510 0.14038 -0.1338 0.1172 1.0000 20.500 1.7745 0.15308 0.14850 -0.1375 0.1104 1.0000 21.000 1.7634 0.16185 0.15734 -0.1420 0.1025 1.0000 21.500 1.7490 0.17130 0.16689 -0.1472 0.0936 1.0000 22.000 1.7311 0.18154 0.17720 -0.1535 0.0841 1.0000 22.500 1.7152 0.19161 0.18734 -0.1600 0.0767 1.0000 23.000 1.7037 0.20095 0.19675 -0.1665 0.0715 1.0000 23.500 1.6963 0.20946 0.20525 -0.1727 0.0677 1.0000 24.000 1.6952 0.21678 0.21269 -0.1783 0.0651 1.0000 24.500 1.6975 0.22325 0.21921 -0.1835 0.0627 1.0000 25.000 1.7073 0.22791 0.22381 -0.1875 0.0603 1.0000 25.500 1.7057 0.23530 0.23138 -0.1938 0.0583 1.0000 26.000 1.7068 0.24200 0.23817 -0.1997 0.0560 1.0000 26.500 1.7226 0.24500 0.24108 -0.2028 0.0538 1.0000 27.000 1.7217 0.25214 0.24842 -0.2093 0.0524 1.0000 27.500 1.7178 0.26002 0.25649 -0.2167 0.0505 1.0000 28.000 1.7250 0.26498 0.26145 -0.2218 0.0483 1.0000 28.500 1.7331 0.26959 0.26612 -0.2267 0.0469 1.0000 29.000 1.7188 0.28013 0.27697 -0.2366 0.0458 1.0000 29.500 1.6942 0.29379 0.29092 -0.2493 0.0437 1.0000 30.000 1.7221 0.29266 0.28965 -0.2499 0.0417 1.0000