XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 116 (MVA MK.3) AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3295 0.01139 0.00373 -0.0778 0.6392 0.1716 0.500 0.3874 0.01122 0.00358 -0.0780 0.6310 0.1760 1.000 0.4448 0.01100 0.00339 -0.0781 0.6206 0.1811 1.500 0.5026 0.01087 0.00336 -0.0782 0.6109 0.1837 2.000 0.5601 0.01076 0.00329 -0.0784 0.5997 0.1881 2.500 0.6175 0.01064 0.00325 -0.0784 0.5870 0.1958 3.000 0.6751 0.01060 0.00335 -0.0785 0.5770 0.2022 3.500 0.7320 0.01047 0.00338 -0.0786 0.5632 0.2295 4.000 0.7813 0.00897 0.00366 -0.0775 0.5493 0.8124 4.500 0.8420 0.00879 0.00375 -0.0779 0.5317 1.0000 5.000 0.8977 0.00898 0.00391 -0.0775 0.5094 1.0000 5.500 0.9527 0.00924 0.00416 -0.0772 0.4859 1.0000 6.000 1.0054 0.00966 0.00447 -0.0765 0.4433 1.0000 6.500 1.0564 0.01028 0.00495 -0.0757 0.3980 1.0000 7.000 1.0968 0.01184 0.00594 -0.0734 0.2803 1.0000 7.500 1.1309 0.01390 0.00744 -0.0706 0.1857 1.0000 8.000 1.1693 0.01540 0.00865 -0.0682 0.1281 1.0000 8.500 1.1900 0.01803 0.01077 -0.0636 0.0510 1.0000 9.000 1.2176 0.01972 0.01240 -0.0597 0.0388 1.0000 9.500 1.2411 0.02146 0.01422 -0.0554 0.0355 1.0000 10.000 1.2584 0.02397 0.01681 -0.0516 0.0310 1.0000 10.500 1.2742 0.02701 0.01996 -0.0486 0.0296 1.0000 11.000 1.2907 0.03028 0.02336 -0.0465 0.0275 1.0000 11.500 1.3000 0.03433 0.02749 -0.0443 0.0262 1.0000 12.000 1.3122 0.03822 0.03155 -0.0423 0.0248 1.0000 12.500 1.3194 0.04257 0.03592 -0.0405 0.0229 1.0000 13.000 1.3342 0.04639 0.03995 -0.0393 0.0212 1.0000 13.500 1.3433 0.05071 0.04439 -0.0378 0.0203 1.0000 14.000 1.3491 0.05544 0.04922 -0.0364 0.0190 1.0000 14.500 1.3587 0.06026 0.05426 -0.0360 0.0177 1.0000 15.000 1.3654 0.06533 0.05946 -0.0354 0.0169 1.0000 15.500 1.3691 0.07073 0.06495 -0.0347 0.0160 1.0000 16.000 1.3701 0.07726 0.07180 -0.0355 0.0150 1.0000 16.500 1.3698 0.08400 0.07874 -0.0366 0.0142 1.0000 17.000 1.3694 0.09075 0.08557 -0.0379 0.0134 1.0000 17.500 1.3584 0.09954 0.09469 -0.0400 0.0127 1.0000 18.000 1.3471 0.10868 0.10413 -0.0428 0.0121 1.0000 18.500 1.3382 0.11817 0.11379 -0.0472 0.0112 1.0000 19.000 1.3291 0.12739 0.12321 -0.0510 0.0110 1.0000 19.500 1.3056 0.13983 0.13595 -0.0571 0.0103 1.0000 20.000 1.2740 0.15474 0.15126 -0.0652 0.0101 1.0000 20.500 1.2522 0.16895 0.16576 -0.0740 0.0099 1.0000