XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 121 (MVA H.1) 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 0.4077 0.00977 0.00290 -0.0905 0.6840 0.1092 0.500 0.4622 0.00968 0.00269 -0.0895 0.6349 0.1184 1.000 0.5146 0.00982 0.00254 -0.0883 0.5517 0.1279 1.500 0.5670 0.01010 0.00255 -0.0872 0.4937 0.1392 2.000 0.6212 0.01025 0.00263 -0.0865 0.4544 0.1492 2.500 0.6758 0.01039 0.00273 -0.0858 0.4170 0.1612 3.000 0.7301 0.01051 0.00297 -0.0852 0.3802 0.2436 3.500 0.7780 0.00922 0.00327 -0.0832 0.3531 1.0000 4.000 0.8322 0.00965 0.00353 -0.0824 0.3288 1.0000 4.500 0.8860 0.01010 0.00383 -0.0816 0.3070 1.0000 5.000 0.9397 0.01055 0.00418 -0.0808 0.2835 1.0000 5.500 0.9929 0.01103 0.00454 -0.0800 0.2547 1.0000 6.000 1.0452 0.01160 0.00496 -0.0790 0.2189 1.0000 6.500 1.0946 0.01250 0.00558 -0.0777 0.1756 1.0000 7.000 1.1446 0.01329 0.00627 -0.0765 0.1603 1.0000 7.500 1.1942 0.01407 0.00702 -0.0752 0.1461 1.0000 8.000 1.2438 0.01480 0.00774 -0.0739 0.1280 1.0000 8.500 1.2878 0.01615 0.00875 -0.0720 0.0752 1.0000 9.000 1.3294 0.01764 0.01022 -0.0698 0.0601 1.0000 9.500 1.3732 0.01879 0.01129 -0.0677 0.0393 1.0000 10.000 1.4121 0.02030 0.01278 -0.0651 0.0329 1.0000 10.500 1.4468 0.02199 0.01456 -0.0619 0.0297 1.0000 11.000 1.4730 0.02408 0.01676 -0.0578 0.0279 1.0000 11.500 1.4928 0.02607 0.01891 -0.0528 0.0267 1.0000 12.000 1.5050 0.02868 0.02166 -0.0478 0.0257 1.0000 12.500 1.5066 0.03253 0.02565 -0.0434 0.0249 1.0000 13.000 1.5111 0.03673 0.03004 -0.0406 0.0241 1.0000 13.500 1.5154 0.04147 0.03501 -0.0389 0.0233 1.0000 14.000 1.5159 0.04702 0.04075 -0.0381 0.0230 1.0000 14.500 1.5114 0.05345 0.04734 -0.0379 0.0221 1.0000 15.000 1.5051 0.06019 0.05420 -0.0380 0.0216 1.0000 15.500 1.5015 0.06667 0.06083 -0.0380 0.0213 1.0000 16.000 1.4970 0.07352 0.06786 -0.0382 0.0210 1.0000 16.500 1.4854 0.08254 0.07720 -0.0415 0.0204 1.0000 17.000 1.4743 0.09158 0.08649 -0.0448 0.0197 1.0000 17.500 1.4667 0.09987 0.09500 -0.0472 0.0195 1.0000 18.000 1.4556 0.10896 0.10430 -0.0506 0.0191 1.0000 18.500 1.4445 0.11830 0.11384 -0.0544 0.0188 1.0000 19.000 1.4311 0.12835 0.12417 -0.0589 0.0191 1.0000 19.500 1.4176 0.13864 0.13463 -0.0643 0.0185 1.0000 20.000 1.3922 0.15206 0.14831 -0.0726 0.0176 1.0000 20.500 1.3657 0.16719 0.16376 -0.0827 0.0174 1.0000 21.000 1.3316 0.18537 0.18230 -0.0954 0.0172 1.0000