XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 225 (MVA H.35) 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 0.9655 0.01151 0.00513 -0.2182 0.7254 0.3402 0.500 1.0200 0.01141 0.00488 -0.2173 0.6868 0.3663 1.000 1.0723 0.01166 0.00488 -0.2163 0.6455 0.3923 1.500 1.1243 0.01212 0.00514 -0.2153 0.6143 0.4182 2.000 1.1768 0.01263 0.00554 -0.2146 0.5920 0.4496 2.500 1.2293 0.01311 0.00601 -0.2139 0.5740 0.4842 3.000 1.2804 0.01366 0.00651 -0.2130 0.5549 0.5259 3.500 1.3311 0.01413 0.00699 -0.2120 0.5384 0.5673 4.000 1.3823 0.01452 0.00750 -0.2112 0.5250 0.6069 4.500 1.4248 0.01493 0.00791 -0.2086 0.4956 0.6541 5.000 1.4643 0.01492 0.00830 -0.2053 0.4770 1.0000 5.500 1.5007 0.01561 0.00880 -0.2017 0.4444 1.0000 6.000 1.5407 0.01628 0.00942 -0.1989 0.4244 1.0000 6.500 1.5690 0.01722 0.01023 -0.1939 0.3961 1.0000 7.000 1.5855 0.01885 0.01157 -0.1874 0.3409 1.0000 7.500 1.5987 0.02111 0.01348 -0.1811 0.2835 1.0000 8.500 1.6162 0.02718 0.01887 -0.1691 0.1774 1.0000 9.000 1.6264 0.03041 0.02188 -0.1639 0.1380 1.0000 9.500 1.6087 0.03609 0.02708 -0.1565 0.0579 1.0000 10.000 1.6152 0.04004 0.03104 -0.1520 0.0396 1.0000 10.500 1.6241 0.04395 0.03497 -0.1481 0.0266 1.0000 11.000 1.6327 0.04812 0.03919 -0.1447 0.0135 1.0000 11.500 1.6330 0.05343 0.04459 -0.1412 0.0040 1.0000 12.000 1.6402 0.05831 0.04966 -0.1387 0.0036 1.0000 12.500 1.6449 0.06371 0.05528 -0.1365 0.0034 1.0000 13.000 1.6462 0.06984 0.06163 -0.1348 0.0033 1.0000 13.500 1.6451 0.07653 0.06856 -0.1336 0.0032 1.0000 14.000 1.6409 0.08383 0.07610 -0.1329 0.0032 1.0000 14.500 1.6347 0.09157 0.08409 -0.1326 0.0032 1.0000 15.000 1.6270 0.09965 0.09241 -0.1328 0.0032 1.0000 15.500 1.6180 0.10800 0.10101 -0.1334 0.0032 1.0000 16.000 1.6091 0.11648 0.10973 -0.1345 0.0032 1.0000 16.500 1.6008 0.12501 0.11849 -0.1360 0.0032 1.0000 17.000 1.5930 0.13357 0.12727 -0.1381 0.0032 1.0000 17.500 1.5857 0.14224 0.13618 -0.1408 0.0032 1.0000 18.000 1.5789 0.15101 0.14516 -0.1440 0.0032 1.0000 18.500 1.5726 0.15984 0.15421 -0.1478 0.0032 1.0000 19.000 1.5661 0.16887 0.16346 -0.1521 0.0032 1.0000 19.500 1.5600 0.17804 0.17282 -0.1570 0.0032 1.0000 20.000 1.5549 0.18719 0.18216 -0.1623 0.0032 1.0000 20.500 1.5514 0.19609 0.19122 -0.1678 0.0033 1.0000 21.000 1.5505 0.20449 0.19979 -0.1733 0.0033 1.0000 21.500 1.5526 0.21220 0.20762 -0.1786 0.0033 1.0000 22.000 1.5569 0.21931 0.21485 -0.1836 0.0033 1.0000 22.500 1.5623 0.22610 0.22175 -0.1885 0.0034 1.0000 23.000 1.5691 0.23253 0.22829 -0.1934 0.0034 1.0000 23.500 1.5764 0.23879 0.23468 -0.1983 0.0035 1.0000 24.000 1.5841 0.24489 0.24091 -0.2032 0.0035 1.0000 24.500 1.5912 0.25117 0.24735 -0.2084 0.0036 1.0000 25.000 1.5982 0.25742 0.25376 -0.2137 0.0037 1.0000 25.500 1.6033 0.26433 0.26086 -0.2197 0.0038 1.0000 26.000 1.6054 0.27231 0.26906 -0.2267 0.0039 1.0000 26.500 1.6049 0.28147 0.27846 -0.2349 0.0040 1.0000 27.000 1.6008 0.29253 0.28977 -0.2446 0.0041 1.0000 27.500 1.5906 0.30722 0.30477 -0.2571 0.0043 1.0000