XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 243 (MVA PR.3) 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 1.1028 0.01436 0.00747 -0.2345 0.5804 0.3946 0.500 1.1548 0.01465 0.00771 -0.2335 0.5598 0.4088 1.000 1.2065 0.01503 0.00792 -0.2326 0.5396 0.4206 1.500 1.2573 0.01536 0.00812 -0.2317 0.5207 0.4300 2.000 1.3058 0.01585 0.00848 -0.2303 0.5020 0.4403 2.500 1.3540 0.01630 0.00884 -0.2289 0.4848 0.4517 3.000 1.3995 0.01688 0.00940 -0.2271 0.4695 0.4639 3.500 1.4424 0.01759 0.00997 -0.2249 0.4550 0.4782 4.000 1.4829 0.01821 0.01068 -0.2222 0.4427 0.4920 4.500 1.5186 0.01908 0.01144 -0.2188 0.4308 0.5058 5.000 1.5573 0.01987 0.01232 -0.2160 0.4200 0.5209 5.500 1.5925 0.02092 0.01333 -0.2128 0.4089 0.5339 6.000 1.6283 0.02191 0.01440 -0.2099 0.3983 0.5493 6.500 1.6598 0.02312 0.01564 -0.2065 0.3877 0.5615 7.000 1.6929 0.02435 0.01693 -0.2035 0.3779 0.5744 7.500 1.7216 0.02581 0.01844 -0.2001 0.3669 0.5881 8.500 1.7717 0.02940 0.02214 -0.1932 0.3432 0.6116 9.000 1.7925 0.03161 0.02446 -0.1896 0.3293 0.6213 9.500 1.8059 0.03455 0.02740 -0.1857 0.3122 0.6327 10.000 1.8124 0.03821 0.03109 -0.1817 0.2896 0.6415 10.500 1.8083 0.04321 0.03599 -0.1774 0.2613 0.6509 11.000 1.8001 0.04888 0.04162 -0.1734 0.2374 0.6583 11.500 1.7945 0.05465 0.04734 -0.1701 0.2224 0.6667 12.000 1.8010 0.05935 0.05212 -0.1676 0.2139 0.6752 12.500 1.8024 0.06465 0.05744 -0.1652 0.2077 0.6834 13.000 1.8132 0.06904 0.06192 -0.1633 0.2034 0.6920 13.500 1.8258 0.07322 0.06625 -0.1617 0.1997 0.7007 14.000 1.8338 0.07802 0.07110 -0.1602 0.1955 0.7093 14.500 1.8456 0.08204 0.07512 -0.1585 0.1909 0.7180 15.000 1.8567 0.08653 0.07977 -0.1574 0.1879 0.7277 15.500 1.8673 0.09111 0.08453 -0.1565 0.1847 0.7376 16.000 1.8782 0.09560 0.08916 -0.1557 0.1821 0.7475 16.500 1.8933 0.09936 0.09305 -0.1549 0.1803 0.7603 17.000 1.9095 0.10288 0.09667 -0.1541 0.1779 0.7754 17.500 1.9373 0.10439 0.09819 -0.1527 0.1740 0.8020 18.500 1.9385 0.11609 0.11045 -0.1536 0.1700 1.0000 19.000 1.9427 0.12160 0.11613 -0.1543 0.1672 1.0000 19.500 1.9490 0.12674 0.12141 -0.1552 0.1644 1.0000 20.000 1.9616 0.13074 0.12547 -0.1558 0.1618 1.0000 20.500 1.9844 0.13268 0.12740 -0.1555 0.1580 1.0000 21.000 1.9715 0.14104 0.13607 -0.1585 0.1562 1.0000 21.500 1.9613 0.14891 0.14422 -0.1617 0.1540 1.0000 22.000 1.9524 0.15664 0.15218 -0.1652 0.1507 1.0000 22.500 1.9589 0.16170 0.15734 -0.1676 0.1476 1.0000 23.000 1.9795 0.16397 0.15960 -0.1685 0.1444 1.0000 23.500 1.9550 0.17447 0.17044 -0.1745 0.1416 1.0000 24.000 1.9086 0.18930 0.18570 -0.1839 0.1381 1.0000 24.500 1.9025 0.19694 0.19349 -0.1891 0.1336 1.0000 25.000 1.9408 0.19596 0.19239 -0.1887 0.1298 1.0000 25.500 1.7535 0.24075 0.23798 -0.2216 0.1188 1.0000 26.000 1.8281 0.23122 0.22838 -0.2149 0.1183 1.0000 28.000 1.7348 0.28036 0.27796 -0.2568 0.0771 1.0000 28.500 1.7554 0.28157 0.27910 -0.2589 0.0708 1.0000 29.000 1.7606 0.28669 0.28421 -0.2642 0.0617 1.0000 29.500 1.7634 0.29230 0.28974 -0.2701 0.0497 1.0000 30.000 1.7637 0.29844 0.29567 -0.2766 0.0385 1.0000 30.500 1.7629 0.30485 0.30199 -0.2835 0.0329 1.0000 31.000 1.7633 0.31087 0.30798 -0.2900 0.0282 1.0000 31.500 1.7646 0.31662 0.31373 -0.2965 0.0240 1.0000 32.000 1.7644 0.32273 0.31991 -0.3033 0.0195 1.0000 32.500 1.7643 0.32887 0.32608 -0.3103 0.0136 1.0000 33.000 1.7613 0.33574 0.33288 -0.3180 0.0088 1.0000 34.000 1.7635 0.34682 0.34401 -0.3315 0.0066 1.0000 34.500 1.7661 0.35165 0.34891 -0.3378 0.0062 1.0000 35.000 1.7697 0.35598 0.35329 -0.3438 0.0059 1.0000 35.500 1.7744 0.35967 0.35703 -0.3493 0.0057 1.0000 36.000 1.7803 0.36271 0.36009 -0.3545 0.0055 1.0000 36.500 1.7864 0.36545 0.36288 -0.3595 0.0054 1.0000 37.000 1.7920 0.36800 0.36551 -0.3646 0.0053 1.0000 37.500 1.7971 0.37052 0.36811 -0.3698 0.0052 1.0000 38.000 1.8022 0.37267 0.37034 -0.3750 0.0052 1.0000 38.500 1.8059 0.37516 0.37294 -0.3805 0.0051 1.0000 39.000 1.8085 0.37779 0.37569 -0.3864 0.0051 1.0000