XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 228 (MVA H.38) 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 0.9416 0.01368 0.00594 -0.1891 0.5294 0.4520 1.500 1.0460 0.01429 0.00654 -0.1882 0.5001 0.4998 2.000 1.0976 0.01477 0.00699 -0.1877 0.4874 0.5374 2.500 1.1481 0.01513 0.00744 -0.1870 0.4761 0.5795 3.000 1.1984 0.01569 0.00796 -0.1862 0.4648 0.6180 3.500 1.2465 0.01606 0.00844 -0.1851 0.4550 0.6520 4.000 1.2945 0.01661 0.00894 -0.1840 0.4449 0.6833 4.500 1.3392 0.01701 0.00947 -0.1824 0.4350 0.7130 5.000 1.3627 0.01743 0.00990 -0.1768 0.4115 0.7437 5.500 1.3947 0.01805 0.01061 -0.1732 0.3942 0.7975 6.500 1.4592 0.01963 0.01227 -0.1666 0.3648 1.0000 7.000 1.4856 0.02112 0.01360 -0.1631 0.3407 1.0000 7.500 1.5172 0.02254 0.01498 -0.1604 0.3253 1.0000 8.000 1.5394 0.02458 0.01688 -0.1569 0.3000 1.0000 8.500 1.5559 0.02717 0.01933 -0.1531 0.2682 1.0000 9.000 1.5354 0.03274 0.02444 -0.1462 0.1836 1.0000 9.500 1.5266 0.03793 0.02950 -0.1413 0.1529 1.0000 10.000 1.5260 0.04287 0.03444 -0.1377 0.1304 1.0000 11.000 1.4645 0.06066 0.05203 -0.1306 0.0369 1.0000 11.500 1.4351 0.07060 0.06201 -0.1289 0.0042 1.0000 12.000 1.4343 0.07725 0.06883 -0.1281 0.0036 1.0000 12.500 1.4337 0.08401 0.07577 -0.1276 0.0034 1.0000 13.000 1.4320 0.09095 0.08290 -0.1273 0.0032 1.0000 13.500 1.4297 0.09805 0.09019 -0.1272 0.0032 1.0000 14.000 1.4280 0.10516 0.09749 -0.1274 0.0031 1.0000 14.500 1.4265 0.11225 0.10476 -0.1278 0.0031 1.0000 15.000 1.4258 0.11927 0.11197 -0.1286 0.0031 1.0000 15.500 1.4253 0.12636 0.11924 -0.1296 0.0031 1.0000 16.000 1.4251 0.13342 0.12648 -0.1309 0.0031 1.0000 16.500 1.4265 0.14025 0.13349 -0.1325 0.0031 1.0000 17.000 1.4276 0.14722 0.14063 -0.1344 0.0031 1.0000 17.500 1.4292 0.15416 0.14774 -0.1366 0.0031 1.0000 18.000 1.4319 0.16094 0.15467 -0.1391 0.0031 1.0000 18.500 1.4336 0.16796 0.16185 -0.1420 0.0032 1.0000 19.000 1.4362 0.17484 0.16887 -0.1450 0.0032 1.0000 19.500 1.4389 0.18180 0.17597 -0.1484 0.0032 1.0000 20.000 1.4418 0.18874 0.18306 -0.1520 0.0033 1.0000 20.500 1.4461 0.19542 0.18986 -0.1558 0.0034 1.0000 21.000 1.4507 0.20204 0.19660 -0.1597 0.0034 1.0000 21.500 1.4579 0.20803 0.20269 -0.1634 0.0035 1.0000 22.000 1.4668 0.21355 0.20828 -0.1669 0.0036 1.0000 22.500 1.4786 0.21826 0.21307 -0.1701 0.0037 1.0000 23.000 1.4936 0.22198 0.21683 -0.1728 0.0039 1.0000 23.500 1.5112 0.22484 0.21972 -0.1749 0.0040 1.0000 24.000 1.5351 0.22562 0.22049 -0.1756 0.0042 1.0000 24.500 1.5634 0.22498 0.21981 -0.1753 0.0043 1.0000 25.000 1.5697 0.23131 0.22636 -0.1803 0.0044 1.0000 25.500 1.5762 0.23744 0.23282 -0.1851 0.0048 1.0000 26.000 1.5866 0.24182 0.23748 -0.1888 0.0052 1.0000 26.500 1.6010 0.24430 0.24012 -0.1913 0.0055 1.0000 27.000 1.6149 0.24739 0.24334 -0.1944 0.0058 1.0000 27.500 1.5832 0.26560 0.26231 -0.2090 0.0065 1.0000 28.000 1.5904 0.26904 0.26589 -0.2127 0.0074 1.0000