XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 311 (MVA H.43) 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 0.3443 0.01229 0.00386 -0.0610 0.5773 0.1439 0.500 0.4012 0.01251 0.00401 -0.0610 0.5662 0.1611 1.000 0.4579 0.01269 0.00413 -0.0609 0.5563 0.1744 1.500 0.5139 0.01271 0.00416 -0.0608 0.5453 0.1818 2.000 0.5700 0.01283 0.00429 -0.0607 0.5354 0.1948 2.500 0.6259 0.01294 0.00446 -0.0606 0.5256 0.2052 3.000 0.6813 0.01301 0.00458 -0.0604 0.5133 0.2115 3.500 0.7364 0.01307 0.00469 -0.0601 0.5008 0.2198 4.000 0.7913 0.01313 0.00491 -0.0598 0.4862 0.2363 4.500 0.8460 0.01313 0.00511 -0.0595 0.4747 0.2713 5.000 0.9157 0.01186 0.00543 -0.0623 0.4627 1.0000 5.500 0.9678 0.01208 0.00567 -0.0613 0.4503 1.0000 6.000 1.0197 0.01229 0.00589 -0.0604 0.4361 1.0000 6.500 1.0712 0.01242 0.00614 -0.0595 0.4159 1.0000 7.000 1.1225 0.01261 0.00641 -0.0585 0.3890 1.0000 7.500 1.1722 0.01301 0.00680 -0.0573 0.3555 1.0000 8.000 1.2173 0.01385 0.00745 -0.0557 0.3053 1.0000 8.500 1.2594 0.01499 0.00845 -0.0539 0.2614 1.0000 9.000 1.2987 0.01635 0.00962 -0.0516 0.2156 1.0000 9.500 1.3341 0.01789 0.01101 -0.0491 0.1744 1.0000 10.000 1.3645 0.01966 0.01262 -0.0459 0.1309 1.0000 10.500 1.3848 0.02182 0.01458 -0.0415 0.0903 1.0000 11.000 1.3900 0.02464 0.01737 -0.0356 0.0751 1.0000 11.500 1.3931 0.02817 0.02100 -0.0312 0.0676 1.0000 12.000 1.3965 0.03234 0.02533 -0.0284 0.0578 1.0000 12.500 1.3995 0.03717 0.03033 -0.0270 0.0482 1.0000 13.000 1.4118 0.04150 0.03471 -0.0264 0.0361 1.0000 13.500 1.4114 0.04731 0.04066 -0.0261 0.0334 1.0000 14.000 1.4068 0.05384 0.04739 -0.0263 0.0307 1.0000 14.500 1.3964 0.06128 0.05497 -0.0269 0.0284 1.0000 15.000 1.3889 0.06861 0.06244 -0.0280 0.0260 1.0000 15.500 1.3781 0.07635 0.07036 -0.0288 0.0251 1.0000 16.000 1.3704 0.08391 0.07810 -0.0299 0.0236 1.0000 16.500 1.3612 0.09190 0.08622 -0.0316 0.0217 1.0000 17.000 1.3547 0.09980 0.09427 -0.0336 0.0201 1.0000 17.500 1.3492 0.10727 0.10187 -0.0351 0.0187 1.0000 18.000 1.3432 0.11534 0.11017 -0.0375 0.0175 1.0000 18.500 1.3435 0.12174 0.11660 -0.0388 0.0162 1.0000 19.000 1.3294 0.13217 0.12740 -0.0434 0.0152 1.0000 19.500 1.3210 0.14132 0.13678 -0.0476 0.0144 1.0000 20.000 1.3213 0.14814 0.14365 -0.0501 0.0136 1.0000 20.500 1.2975 0.16195 0.15788 -0.0583 0.0133 1.0000 21.000 1.2746 0.17626 0.17255 -0.0673 0.0132 1.0000 21.500 1.2234 0.20030 0.19711 -0.0832 0.0126 1.0000