XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 801 (MVA 301) 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 0.5429 0.01392 0.00642 -0.1088 0.7122 0.0572 1.000 0.6522 0.01225 0.00446 -0.1071 0.6524 0.0630 1.500 0.7058 0.01192 0.00405 -0.1064 0.6217 0.0650 2.000 0.7597 0.01182 0.00387 -0.1056 0.5931 0.0657 2.500 0.8136 0.01183 0.00381 -0.1050 0.5658 0.0777 3.000 0.8649 0.01015 0.00400 -0.1041 0.5378 1.0000 3.500 0.9173 0.01061 0.00419 -0.1032 0.5121 1.0000 4.000 0.9691 0.01106 0.00446 -0.1023 0.4850 1.0000 4.500 1.0208 0.01155 0.00481 -0.1014 0.4607 1.0000 5.000 1.0719 0.01204 0.00520 -0.1005 0.4383 1.0000 5.500 1.1225 0.01256 0.00561 -0.0995 0.4167 1.0000 6.000 1.1726 0.01313 0.00611 -0.0985 0.3989 1.0000 6.500 1.2217 0.01369 0.00662 -0.0973 0.3781 1.0000 7.000 1.2703 0.01429 0.00721 -0.0960 0.3603 1.0000 7.500 1.3169 0.01495 0.00785 -0.0945 0.3400 1.0000 8.000 1.3616 0.01563 0.00853 -0.0928 0.3175 1.0000 8.500 1.4043 0.01642 0.00931 -0.0907 0.2948 1.0000 9.000 1.4438 0.01728 0.01017 -0.0882 0.2656 1.0000 9.500 1.4774 0.01841 0.01122 -0.0849 0.2323 1.0000 10.000 1.5021 0.01984 0.01255 -0.0802 0.1996 1.0000 10.500 1.5235 0.02165 0.01428 -0.0755 0.1767 1.0000 11.000 1.5433 0.02370 0.01632 -0.0712 0.1597 1.0000 11.500 1.5614 0.02601 0.01865 -0.0671 0.1448 1.0000 12.000 1.5767 0.02869 0.02137 -0.0633 0.1323 1.0000 12.500 1.5906 0.03167 0.02444 -0.0600 0.1193 1.0000 13.000 1.6003 0.03520 0.02807 -0.0568 0.1077 1.0000 13.500 1.6054 0.03937 0.03233 -0.0541 0.0989 1.0000 14.000 1.6088 0.04394 0.03699 -0.0518 0.0921 1.0000 14.500 1.6119 0.04878 0.04199 -0.0501 0.0868 1.0000 15.000 1.6137 0.05402 0.04740 -0.0488 0.0823 1.0000 15.500 1.6141 0.05966 0.05316 -0.0480 0.0785 1.0000 16.000 1.6146 0.06553 0.05918 -0.0478 0.0748 1.0000 16.500 1.6143 0.07166 0.06551 -0.0479 0.0715 1.0000 17.000 1.6148 0.07753 0.07143 -0.0479 0.0686 1.0000 17.500 1.6125 0.08427 0.07844 -0.0487 0.0660 1.0000 18.000 1.6135 0.09024 0.08445 -0.0493 0.0631 1.0000 18.500 1.5989 0.09955 0.09405 -0.0525 0.0592 1.0000 19.000 1.5933 0.10701 0.10171 -0.0545 0.0569 1.0000 19.500 1.5884 0.11457 0.10949 -0.0570 0.0547 1.0000 20.000 1.5842 0.12188 0.11693 -0.0595 0.0523 1.0000 20.500 1.5727 0.13110 0.12643 -0.0637 0.0499 1.0000 21.000 1.5667 0.13901 0.13448 -0.0674 0.0477 1.0000 21.500 1.5527 0.14919 0.14493 -0.0731 0.0453 1.0000 22.000 1.5336 0.16065 0.15665 -0.0801 0.0422 1.0000 23.500 1.5026 0.19043 0.18700 -0.0997 0.0358 1.0000