XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 289 (MVA 289) 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 0.5921 0.01223 0.00478 -0.1194 0.5634 0.4328 0.500 0.6360 0.01214 0.00485 -0.1170 0.5509 0.4837 1.000 0.6790 0.01199 0.00499 -0.1144 0.5383 0.6067 3.000 0.9498 0.01279 0.00605 -0.1253 0.4862 1.0000 3.500 0.9889 0.01314 0.00628 -0.1221 0.4743 1.0000 4.000 1.0284 0.01357 0.00663 -0.1191 0.4631 1.0000 4.500 1.0656 0.01398 0.00696 -0.1156 0.4523 1.0000 5.000 1.1030 0.01448 0.00740 -0.1123 0.4422 1.0000 5.500 1.1317 0.01487 0.00773 -0.1073 0.4305 1.0000 6.000 1.1500 0.01528 0.00807 -0.1005 0.4117 1.0000 6.500 1.1801 0.01590 0.00862 -0.0963 0.3988 1.0000 7.000 1.2019 0.01667 0.00929 -0.0909 0.3798 1.0000 7.500 1.2352 0.01742 0.01007 -0.0878 0.3694 1.0000 8.000 1.2655 0.01838 0.01100 -0.0844 0.3588 1.0000 8.500 1.2893 0.01959 0.01216 -0.0805 0.3433 1.0000 9.000 1.3159 0.02085 0.01345 -0.0772 0.3286 1.0000 9.500 1.3423 0.02228 0.01490 -0.0742 0.3177 1.0000 10.000 1.3593 0.02430 0.01689 -0.0705 0.2979 1.0000 10.500 1.3775 0.02648 0.01908 -0.0674 0.2834 1.0000 11.000 1.3901 0.02926 0.02185 -0.0643 0.2592 1.0000 11.500 1.3899 0.03326 0.02575 -0.0608 0.2271 1.0000 12.000 1.3529 0.04084 0.03303 -0.0562 0.1650 1.0000 12.500 1.3090 0.04997 0.04195 -0.0528 0.1056 1.0000 13.000 1.2640 0.06025 0.05215 -0.0509 0.0603 1.0000 13.500 1.2347 0.06954 0.06145 -0.0503 0.0304 1.0000 14.000 1.2260 0.07674 0.06878 -0.0502 0.0232 1.0000 15.000 1.2045 0.09223 0.08449 -0.0510 0.0067 1.0000 15.500 1.1976 0.09967 0.09210 -0.0517 0.0058 1.0000 16.000 1.1951 0.10662 0.09921 -0.0525 0.0057 1.0000 16.500 1.1927 0.11361 0.10637 -0.0536 0.0055 1.0000 17.000 1.1918 0.12038 0.11330 -0.0548 0.0054 1.0000 17.500 1.1926 0.12695 0.12002 -0.0562 0.0053 1.0000 18.000 1.1932 0.13362 0.12684 -0.0579 0.0052 1.0000 18.500 1.1963 0.13985 0.13322 -0.0597 0.0052 1.0000 19.000 1.1996 0.14608 0.13959 -0.0616 0.0051 1.0000 19.500 1.2025 0.15242 0.14607 -0.0638 0.0050 1.0000 20.000 1.2074 0.15843 0.15221 -0.0661 0.0050 1.0000 20.500 1.2124 0.16445 0.15837 -0.0687 0.0051 1.0000 21.000 1.2166 0.17055 0.16459 -0.0714 0.0050 1.0000 21.500 1.2223 0.17640 0.17055 -0.0742 0.0051 1.0000 22.000 1.2290 0.18205 0.17632 -0.0772 0.0051 1.0000 22.500 1.2367 0.18744 0.18180 -0.0801 0.0051 1.0000 23.000 1.2455 0.19258 0.18704 -0.0830 0.0051 1.0000 23.500 1.2564 0.19720 0.19174 -0.0858 0.0052 1.0000 24.000 1.2686 0.20143 0.19605 -0.0884 0.0052 1.0000 24.500 1.2822 0.20526 0.19997 -0.0909 0.0053 1.0000 25.000 1.2954 0.20911 0.20393 -0.0936 0.0053 1.0000 25.500 1.3076 0.21307 0.20801 -0.0964 0.0054 1.0000 26.000 1.3188 0.21713 0.21220 -0.0994 0.0055 1.0000 26.500 1.3288 0.22136 0.21660 -0.1026 0.0056 1.0000 27.000 1.3350 0.22654 0.22196 -0.1066 0.0057 1.0000 27.500 1.3368 0.23275 0.22839 -0.1113 0.0057 1.0000 28.000 1.3353 0.23991 0.23578 -0.1169 0.0058 1.0000 28.500 1.3315 0.24762 0.24371 -0.1230 0.0059 1.0000 29.000 1.3242 0.25692 0.25326 -0.1303 0.0060 1.0000