XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 290 (MVA 290) 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 0.3928 0.01289 0.00522 -0.0718 0.5210 0.5010 0.500 0.4487 0.01294 0.00549 -0.0718 0.5131 0.5665 1.000 0.4991 0.01238 0.00569 -0.0704 0.5077 0.7386 1.500 0.5516 0.01215 0.00593 -0.0682 0.5000 0.9305 2.000 0.6410 0.01240 0.00604 -0.0748 0.4916 0.9887 2.500 0.7174 0.01275 0.00631 -0.0793 0.4839 1.0000 3.000 0.7655 0.01285 0.00639 -0.0779 0.4763 1.0000 3.500 0.8149 0.01295 0.00638 -0.0766 0.4674 1.0000 4.000 0.8656 0.01323 0.00659 -0.0757 0.4586 1.0000 4.500 0.9166 0.01327 0.00665 -0.0747 0.4480 1.0000 5.000 0.9682 0.01343 0.00669 -0.0739 0.4363 1.0000 5.500 1.0191 0.01347 0.00680 -0.0730 0.4221 1.0000 6.000 1.0698 0.01367 0.00699 -0.0721 0.4071 1.0000 6.500 1.1188 0.01392 0.00721 -0.0709 0.3870 1.0000 7.000 1.1639 0.01436 0.00754 -0.0692 0.3576 1.0000 7.500 1.2042 0.01511 0.00813 -0.0669 0.3214 1.0000 8.000 1.2393 0.01617 0.00901 -0.0638 0.2888 1.0000 8.500 1.2705 0.01734 0.01007 -0.0603 0.2666 1.0000 9.000 1.2960 0.01856 0.01125 -0.0559 0.2495 1.0000 9.500 1.3210 0.02000 0.01267 -0.0519 0.2334 1.0000 10.000 1.3432 0.02175 0.01441 -0.0482 0.2169 1.0000 10.500 1.3633 0.02387 0.01654 -0.0450 0.2012 1.0000 11.000 1.3811 0.02646 0.01914 -0.0423 0.1800 1.0000 11.500 1.3645 0.03238 0.02476 -0.0392 0.1192 1.0000 12.000 1.3514 0.03876 0.03114 -0.0374 0.1000 1.0000 12.500 1.3464 0.04479 0.03725 -0.0366 0.0838 1.0000 13.500 1.2991 0.06176 0.05422 -0.0364 0.0428 1.0000 14.000 1.2911 0.06888 0.06150 -0.0368 0.0404 1.0000 14.500 1.2805 0.07656 0.06933 -0.0375 0.0385 1.0000 15.000 1.2719 0.08421 0.07716 -0.0385 0.0371 1.0000 15.500 1.2654 0.09181 0.08493 -0.0397 0.0362 1.0000 16.000 1.2567 0.09986 0.09316 -0.0413 0.0355 1.0000 16.500 1.2469 0.10828 0.10176 -0.0433 0.0349 1.0000 17.000 1.2357 0.11702 0.11065 -0.0457 0.0343 1.0000 17.500 1.2269 0.12550 0.11925 -0.0483 0.0338 1.0000 18.000 1.2245 0.13295 0.12676 -0.0508 0.0332 1.0000 18.500 1.2297 0.13924 0.13318 -0.0531 0.0326 1.0000 19.000 1.2381 0.14495 0.13897 -0.0553 0.0319 1.0000 19.500 1.2483 0.15032 0.14440 -0.0576 0.0311 1.0000 20.000 1.2610 0.15503 0.14911 -0.0597 0.0299 1.0000 20.500 1.2763 0.15917 0.15327 -0.0617 0.0287 1.0000 21.000 1.2897 0.16394 0.15815 -0.0642 0.0280 1.0000 21.500 1.3034 0.16858 0.16289 -0.0668 0.0272 1.0000 22.000 1.3181 0.17293 0.16729 -0.0694 0.0264 1.0000 22.500 1.3367 0.17621 0.17056 -0.0714 0.0256 1.0000 23.000 1.3533 0.17992 0.17435 -0.0738 0.0250 1.0000 23.500 1.3614 0.18584 0.18046 -0.0779 0.0244 1.0000 24.000 1.3668 0.19235 0.18716 -0.0827 0.0235 1.0000 24.500 1.3744 0.19830 0.19324 -0.0872 0.0227 1.0000 25.000 1.3851 0.20334 0.19834 -0.0913 0.0219 1.0000 25.500 1.3987 0.20748 0.20254 -0.0949 0.0213 1.0000 26.000 1.3998 0.21491 0.21023 -0.1010 0.0209 1.0000 26.500 1.4010 0.22231 0.21787 -0.1071 0.0203 1.0000 27.000 1.3991 0.23055 0.22633 -0.1141 0.0195 1.0000 27.500 1.3994 0.23831 0.23426 -0.1209 0.0187 1.0000 28.000 1.4064 0.24420 0.24021 -0.1265 0.0181 1.0000 28.500 1.4016 0.25332 0.24957 -0.1345 0.0175 1.0000 29.000 1.3817 0.26704 0.26369 -0.1458 0.0169 1.0000