XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 227 (MVA H.37) 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 0.9751 0.01315 0.00602 -0.2252 0.6594 0.3750 0.500 1.0327 0.01337 0.00621 -0.2255 0.6528 0.3992 1.000 1.0908 0.01374 0.00655 -0.2260 0.6460 0.4212 1.500 1.1456 0.01388 0.00684 -0.2259 0.6386 0.4445 2.000 1.2020 0.01404 0.00703 -0.2260 0.6301 0.4659 2.500 1.2592 0.01441 0.00741 -0.2264 0.6214 0.4890 3.000 1.3121 0.01451 0.00767 -0.2259 0.6116 0.5195 3.500 1.3589 0.01413 0.00724 -0.2236 0.5796 0.5557 4.000 1.4046 0.01400 0.00713 -0.2215 0.5480 0.6020 4.500 1.4490 0.01405 0.00732 -0.2194 0.5070 0.6626 5.500 1.4888 0.01626 0.00912 -0.2065 0.3960 1.0000 6.000 1.5166 0.01752 0.01024 -0.2019 0.3713 1.0000 6.500 1.5354 0.01934 0.01182 -0.1963 0.3318 1.0000 7.000 1.5538 0.02140 0.01368 -0.1912 0.2962 1.0000 7.500 1.5635 0.02425 0.01627 -0.1855 0.2483 1.0000 8.000 1.5208 0.03142 0.02266 -0.1752 0.1252 1.0000 8.500 1.4892 0.03868 0.02949 -0.1676 0.0297 1.0000 9.000 1.4974 0.04285 0.03364 -0.1640 0.0059 1.0000 9.500 1.5128 0.04653 0.03744 -0.1613 0.0050 1.0000 10.000 1.5274 0.05047 0.04153 -0.1588 0.0046 1.0000 10.500 1.5399 0.05476 0.04599 -0.1565 0.0045 1.0000 11.000 1.5500 0.05947 0.05087 -0.1544 0.0044 1.0000 11.500 1.5581 0.06455 0.05614 -0.1524 0.0044 1.0000 12.000 1.5631 0.07005 0.06184 -0.1505 0.0044 1.0000 12.500 1.5651 0.07605 0.06806 -0.1488 0.0044 1.0000 13.000 1.5641 0.08256 0.07478 -0.1473 0.0044 1.0000 13.500 1.5592 0.08975 0.08220 -0.1461 0.0044 1.0000 14.000 1.5508 0.09768 0.09036 -0.1455 0.0044 1.0000 14.500 1.5408 0.10607 0.09898 -0.1454 0.0045 1.0000 15.000 1.5319 0.11451 0.10764 -0.1458 0.0045 1.0000 15.500 1.5237 0.12305 0.11638 -0.1469 0.0045 1.0000 16.000 1.5168 0.13147 0.12499 -0.1484 0.0046 1.0000 16.500 1.5124 0.13954 0.13323 -0.1502 0.0046 1.0000 17.000 1.5106 0.14720 0.14105 -0.1522 0.0047 1.0000 17.500 1.5114 0.15441 0.14840 -0.1544 0.0048 1.0000 18.000 1.5140 0.16123 0.15535 -0.1567 0.0049 1.0000 18.500 1.5204 0.16717 0.16140 -0.1587 0.0050 1.0000 19.000 1.5298 0.17239 0.16673 -0.1605 0.0052 1.0000 19.500 1.5428 0.17665 0.17109 -0.1617 0.0054 1.0000 20.000 1.5599 0.17974 0.17426 -0.1623 0.0056 1.0000 20.500 1.5815 0.18128 0.17585 -0.1617 0.0059 1.0000 21.000 1.6058 0.18209 0.17671 -0.1607 0.0061 1.0000 21.500 1.6079 0.18995 0.18495 -0.1656 0.0064 1.0000 22.000 1.6119 0.19611 0.19161 -0.1686 0.0072 1.0000 22.500 1.6187 0.20089 0.19663 -0.1711 0.0077 1.0000 23.500 1.5824 0.22709 0.22390 -0.1901 0.0096 1.0000