XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 223 (MVA H.34) 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 0.7235 0.01383 0.00611 -0.1565 0.5492 0.4694 0.500 0.7801 0.01404 0.00613 -0.1570 0.5394 0.4761 1.000 0.8350 0.01415 0.00631 -0.1572 0.5304 0.4836 1.500 0.8899 0.01438 0.00645 -0.1574 0.5205 0.4912 2.000 0.9464 0.01470 0.00666 -0.1579 0.5123 0.4990 2.500 1.0002 0.01483 0.00694 -0.1580 0.5058 0.5078 3.000 1.0542 0.01507 0.00720 -0.1580 0.4982 0.5170 3.500 1.1076 0.01542 0.00749 -0.1580 0.4874 0.5268 4.000 1.1445 0.01546 0.00753 -0.1549 0.4565 0.5380 4.500 1.1775 0.01588 0.00779 -0.1513 0.4149 0.5492 5.000 1.2104 0.01649 0.00835 -0.1477 0.3797 0.5622 5.500 1.1845 0.02059 0.01148 -0.1368 0.2284 0.5723 6.000 1.2061 0.02263 0.01343 -0.1330 0.1988 0.5888 6.500 1.2205 0.02525 0.01589 -0.1289 0.1388 0.6073 7.000 1.2219 0.02904 0.01953 -0.1240 0.1017 0.6273 7.500 1.2445 0.03149 0.02210 -0.1215 0.0945 0.6549 8.000 1.2694 0.03382 0.02457 -0.1195 0.0807 0.6889 8.500 1.2595 0.03925 0.02993 -0.1152 0.0058 0.7260 9.000 1.2728 0.04188 0.03310 -0.1120 0.0052 1.0000 9.500 1.2903 0.04557 0.03689 -0.1105 0.0049 1.0000 10.000 1.3048 0.04967 0.04111 -0.1090 0.0049 1.0000 10.500 1.3170 0.05418 0.04576 -0.1077 0.0048 1.0000 11.000 1.3268 0.05908 0.05082 -0.1066 0.0049 1.0000 11.500 1.3352 0.06429 0.05619 -0.1056 0.0049 1.0000 12.000 1.3421 0.06980 0.06188 -0.1048 0.0050 1.0000 12.500 1.3471 0.07558 0.06786 -0.1042 0.0051 1.0000 13.000 1.3501 0.08173 0.07420 -0.1037 0.0053 1.0000 13.500 1.3507 0.08826 0.08093 -0.1035 0.0054 1.0000 14.000 1.3480 0.09532 0.08822 -0.1035 0.0055 1.0000 14.500 1.3416 0.10312 0.09623 -0.1039 0.0057 1.0000 15.000 1.3303 0.11178 0.10510 -0.1049 0.0058 1.0000 15.500 1.3175 0.12086 0.11437 -0.1065 0.0059 1.0000 16.000 1.3051 0.13005 0.12372 -0.1085 0.0060 1.0000 16.500 1.3043 0.13747 0.13128 -0.1104 0.0062 1.0000 17.000 1.3095 0.14411 0.13808 -0.1124 0.0065 1.0000 17.500 1.3125 0.15098 0.14509 -0.1146 0.0068 1.0000 18.000 1.3202 0.15668 0.15086 -0.1163 0.0073 1.0000 18.500 1.3472 0.15723 0.15121 -0.1148 0.0079 1.0000 19.000 1.3587 0.16327 0.15755 -0.1174 0.0087 1.0000 19.500 1.4052 0.15990 0.15405 -0.1134 0.0102 1.0000 20.000 1.0011 0.16158 0.15713 -0.0886 0.0075 1.0000 20.500 1.0239 0.16177 0.15731 -0.0878 0.0081 1.0000 21.000 1.0836 0.15488 0.15034 -0.0823 0.0100 1.0000