XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 233 (MVA CA4) 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 0.9849 0.01360 0.00706 -0.2121 0.6762 0.3475 1.000 1.0419 0.01383 0.00714 -0.2120 0.6635 0.3586 1.500 1.0961 0.01403 0.00736 -0.2113 0.6496 0.3658 2.000 1.1519 0.01418 0.00749 -0.2111 0.6359 0.3745 2.500 1.2078 0.01429 0.00751 -0.2110 0.6215 0.3813 3.000 1.2618 0.01443 0.00775 -0.2105 0.6072 0.3880 3.500 1.3169 0.01458 0.00788 -0.2102 0.5925 0.3940 4.000 1.3654 0.01451 0.00757 -0.2085 0.5475 0.3986 4.500 1.4105 0.01486 0.00770 -0.2063 0.4909 0.4035 5.000 1.4551 0.01553 0.00813 -0.2043 0.4443 0.4081 5.500 1.4940 0.01661 0.00887 -0.2014 0.3816 0.4129 6.000 1.5118 0.01910 0.01051 -0.1954 0.2532 0.4164 6.500 1.5407 0.02058 0.01182 -0.1911 0.2126 0.4209 7.000 1.5588 0.02228 0.01334 -0.1850 0.1705 0.4260 7.500 1.5375 0.02708 0.01730 -0.1746 0.0445 0.4291 8.000 1.5565 0.02946 0.01965 -0.1701 0.0285 0.4334 8.500 1.5796 0.03167 0.02194 -0.1664 0.0215 0.4376 9.000 1.5919 0.03492 0.02522 -0.1621 0.0037 0.4420 9.500 1.6105 0.03783 0.02832 -0.1587 0.0032 0.4473 10.000 1.6267 0.04109 0.03177 -0.1554 0.0030 0.4533 10.500 1.6405 0.04474 0.03565 -0.1523 0.0030 0.4585 11.000 1.6506 0.04891 0.04008 -0.1493 0.0030 0.4638 11.500 1.6575 0.05363 0.04505 -0.1466 0.0030 0.4694 12.500 1.6641 0.06464 0.05658 -0.1423 0.0030 0.4812 13.000 1.6635 0.07094 0.06316 -0.1406 0.0030 0.4889 13.500 1.6605 0.07779 0.07028 -0.1394 0.0030 0.4966 14.000 1.6552 0.08514 0.07793 -0.1386 0.0031 0.5051 14.500 1.6477 0.09305 0.08612 -0.1383 0.0031 0.5147 15.000 1.6377 0.10163 0.09501 -0.1387 0.0031 0.5276 15.500 1.6249 0.11091 0.10462 -0.1399 0.0031 0.5495 17.500 1.5825 0.14840 0.14335 -0.1508 0.0033 1.0000 18.000 1.5765 0.15762 0.15277 -0.1548 0.0033 1.0000 18.500 1.5719 0.16672 0.16205 -0.1593 0.0034 1.0000 19.000 1.5689 0.17563 0.17114 -0.1640 0.0035 1.0000 19.500 1.5678 0.18415 0.17984 -0.1689 0.0036 1.0000 20.000 1.5694 0.19206 0.18789 -0.1735 0.0037 1.0000 20.500 1.5718 0.19979 0.19579 -0.1784 0.0038 1.0000 21.000 1.5758 0.20709 0.20324 -0.1831 0.0040 1.0000 21.500 1.5801 0.21424 0.21055 -0.1879 0.0041 1.0000 22.000 1.5835 0.22162 0.21809 -0.1932 0.0042 1.0000 22.500 1.5874 0.22866 0.22528 -0.1984 0.0044 1.0000 23.000 1.5893 0.23703 0.23384 -0.2050 0.0045 1.0000 23.500 1.5814 0.25016 0.24731 -0.2158 0.0046 1.0000 24.000 1.5660 0.26724 0.26478 -0.2298 0.0047 1.0000