XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 234 (MVA CA5) 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 1.0854 0.01847 0.01245 -0.2311 0.6598 0.3400 1.000 1.1372 0.01873 0.01265 -0.2299 0.6459 0.3461 2.000 1.2507 0.01865 0.01246 -0.2308 0.6176 0.3640 2.500 1.3132 0.01833 0.01198 -0.2329 0.6036 0.3655 3.000 1.3743 0.01793 0.01156 -0.2348 0.5893 0.3655 3.500 1.4334 0.01777 0.01126 -0.2360 0.5747 0.3673 4.000 1.4848 0.01765 0.01090 -0.2355 0.5383 0.3715 4.500 1.5310 0.01781 0.01082 -0.2340 0.4982 0.3743 5.000 1.5585 0.01880 0.01138 -0.2290 0.4251 0.3763 5.500 1.5811 0.02011 0.01238 -0.2232 0.3668 0.3786 6.000 1.5882 0.02171 0.01373 -0.2148 0.3202 0.3808 6.500 1.6028 0.02386 0.01559 -0.2086 0.2751 0.3837 7.000 1.6186 0.02622 0.01767 -0.2032 0.2357 0.3881 7.500 1.6421 0.02827 0.01959 -0.1992 0.2145 0.3917 8.000 1.6650 0.03037 0.02167 -0.1954 0.1933 0.3945 8.500 1.6325 0.03718 0.02778 -0.1863 0.0824 0.3958 9.000 1.6213 0.04285 0.03325 -0.1803 0.0281 0.3977 9.500 1.6382 0.04616 0.03668 -0.1772 0.0240 0.4010 10.000 1.6553 0.04960 0.04024 -0.1744 0.0211 0.4048 10.500 1.6624 0.05424 0.04487 -0.1713 0.0039 0.4089 11.000 1.6725 0.05881 0.04962 -0.1689 0.0029 0.4122 11.500 1.6818 0.06362 0.05464 -0.1666 0.0027 0.4153 12.000 1.6886 0.06889 0.06013 -0.1646 0.0026 0.4185 12.500 1.6929 0.07468 0.06615 -0.1629 0.0026 0.4219 13.000 1.6944 0.08102 0.07272 -0.1615 0.0025 0.4252 13.500 1.6928 0.08792 0.07985 -0.1605 0.0025 0.4281 14.000 1.6890 0.09535 0.08754 -0.1600 0.0025 0.4317 14.500 1.6824 0.10330 0.09577 -0.1599 0.0025 0.4352 15.000 1.6744 0.11164 0.10437 -0.1603 0.0025 0.4384 15.500 1.6660 0.12023 0.11321 -0.1614 0.0025 0.4415 16.000 1.6574 0.12901 0.12224 -0.1630 0.0025 0.4444 16.500 1.6491 0.13793 0.13138 -0.1653 0.0025 0.4470 17.000 1.6418 0.14693 0.14063 -0.1682 0.0025 0.4500 17.500 1.6357 0.15582 0.14976 -0.1716 0.0025 0.4532 18.000 1.6304 0.16463 0.15879 -0.1754 0.0026 0.4571 18.500 1.6264 0.17331 0.16767 -0.1795 0.0026 0.4616 19.000 1.6235 0.18188 0.17643 -0.1840 0.0026 0.4657 19.500 1.6215 0.19037 0.18512 -0.1889 0.0026 0.4697 20.000 1.6212 0.19852 0.19345 -0.1938 0.0027 0.4742 20.500 1.6221 0.20641 0.20149 -0.1987 0.0027 0.4793 21.000 1.6245 0.21391 0.20912 -0.2037 0.0027 0.4846 21.500 1.6298 0.22052 0.21583 -0.2082 0.0028 0.4911 22.000 1.6386 0.22600 0.22139 -0.2120 0.0028 0.5004 22.500 1.6469 0.23201 0.22755 -0.2164 0.0028 0.5117 23.000 1.6560 0.23782 0.23351 -0.2208 0.0029 0.5268 23.500 1.6641 0.24399 0.23989 -0.2256 0.0029 0.5541