XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 255 (MVA CA.6) 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 0.4086 0.01319 0.00538 -0.0939 0.6038 0.4702 0.500 0.4664 0.01321 0.00536 -0.0942 0.5953 0.4799 1.000 0.5234 0.01326 0.00543 -0.0945 0.5870 0.4909 1.500 0.5808 0.01331 0.00552 -0.0949 0.5799 0.5014 2.000 0.6383 0.01335 0.00558 -0.0952 0.5726 0.5138 2.500 0.6942 0.01343 0.00575 -0.0952 0.5642 0.5278 3.000 0.7514 0.01353 0.00593 -0.0956 0.5582 0.5396 3.500 0.8076 0.01360 0.00609 -0.0957 0.5495 0.5596 4.000 0.8608 0.01362 0.00633 -0.0953 0.5401 0.5957 5.000 0.9552 0.01320 0.00702 -0.0911 0.5201 0.8875 5.500 1.0326 0.01346 0.00731 -0.0956 0.5084 1.0000 6.000 1.0782 0.01376 0.00757 -0.0937 0.4948 1.0000 6.500 1.1204 0.01406 0.00785 -0.0912 0.4784 1.0000 7.000 1.1594 0.01438 0.00818 -0.0881 0.4597 1.0000 7.500 1.1912 0.01477 0.00860 -0.0838 0.4331 1.0000 8.000 1.2119 0.01542 0.00918 -0.0776 0.3967 1.0000 8.500 1.2297 0.01663 0.01018 -0.0716 0.3631 1.0000 9.000 1.2456 0.01836 0.01169 -0.0662 0.3388 1.0000 9.500 1.2748 0.01982 0.01309 -0.0629 0.3279 1.0000 10.000 1.3007 0.02151 0.01472 -0.0596 0.3139 1.0000 10.500 1.3306 0.02311 0.01632 -0.0570 0.3038 1.0000 11.000 1.3587 0.02488 0.01809 -0.0544 0.2931 1.0000 11.500 1.3876 0.02667 0.01991 -0.0522 0.2839 1.0000 12.000 1.4118 0.02878 0.02209 -0.0498 0.2734 1.0000 12.500 1.4338 0.03112 0.02454 -0.0476 0.2633 1.0000 13.000 1.4512 0.03388 0.02740 -0.0454 0.2520 1.0000 13.500 1.4674 0.03691 0.03054 -0.0434 0.2411 1.0000 14.000 1.4766 0.04076 0.03452 -0.0417 0.2268 1.0000 14.500 1.4844 0.04491 0.03876 -0.0401 0.2130 1.0000 15.000 1.4886 0.04965 0.04359 -0.0388 0.1969 1.0000 15.500 1.4896 0.05487 0.04883 -0.0377 0.1820 1.0000 16.000 1.4889 0.06039 0.05433 -0.0368 0.1695 1.0000 16.500 1.4908 0.06568 0.05966 -0.0361 0.1590 1.0000 17.000 1.4902 0.07136 0.06536 -0.0356 0.1486 1.0000 17.500 1.4910 0.07696 0.07100 -0.0353 0.1397 1.0000 18.000 1.4928 0.08251 0.07661 -0.0353 0.1320 1.0000 18.500 1.4926 0.08846 0.08264 -0.0356 0.1244 1.0000 19.000 1.4908 0.09479 0.08909 -0.0363 0.1172 1.0000 19.500 1.4889 0.10123 0.09568 -0.0373 0.1108 1.0000 20.000 1.4842 0.10818 0.10276 -0.0388 0.1046 1.0000 20.500 1.4797 0.11523 0.10996 -0.0407 0.0990 1.0000 21.000 1.4736 0.12264 0.11748 -0.0430 0.0937 1.0000 21.500 1.4654 0.13047 0.12544 -0.0459 0.0884 1.0000 22.000 1.4603 0.13789 0.13302 -0.0489 0.0840 1.0000 22.500 1.4522 0.14599 0.14128 -0.0527 0.0789 1.0000 23.000 1.4423 0.15453 0.14995 -0.0571 0.0735 1.0000 23.500 1.4338 0.16294 0.15849 -0.0618 0.0685 1.0000 24.000 1.4215 0.17216 0.16783 -0.0673 0.0625 1.0000 24.500 1.4041 0.18249 0.17826 -0.0740 0.0552 1.0000 25.000 1.3853 0.19346 0.18939 -0.0813 0.0470 1.0000 25.500 1.3581 0.20662 0.20261 -0.0903 0.0366 1.0000 26.000 1.3399 0.21826 0.21426 -0.0987 0.0309 1.0000 26.500 1.3287 0.22855 0.22453 -0.1065 0.0271 1.0000 27.000 1.3278 0.23655 0.23255 -0.1128 0.0246 1.0000 27.500 1.3354 0.24236 0.23830 -0.1179 0.0226 1.0000 28.000 1.3326 0.25086 0.24683 -0.1250 0.0193 1.0000 28.500 1.3445 0.25555 0.25156 -0.1294 0.0184 1.0000 29.000 1.3596 0.25905 0.25498 -0.1333 0.0172 1.0000 29.500 1.3600 0.26681 0.26292 -0.1401 0.0159 1.0000 30.000 1.3670 0.27274 0.26896 -0.1458 0.0154 1.0000 31.000 1.3733 0.28621 0.28270 -0.1589 0.0149 1.0000