XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 124 (MVA H.4) 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 0.4682 0.01249 0.00527 -0.0932 0.6351 0.0526 1.000 0.5848 0.01116 0.00374 -0.0934 0.6030 0.0508 1.500 0.6431 0.01062 0.00323 -0.0936 0.5862 0.0599 2.000 0.7009 0.01044 0.00303 -0.0937 0.5639 0.0592 2.500 0.7592 0.01026 0.00288 -0.0939 0.5417 0.0653 3.000 0.8171 0.01002 0.00284 -0.0942 0.5098 0.1683 3.500 0.8653 0.00861 0.00307 -0.0927 0.4770 1.0000 4.000 0.9210 0.00905 0.00328 -0.0925 0.4382 1.0000 4.500 0.9765 0.00952 0.00358 -0.0924 0.4088 1.0000 5.000 1.0306 0.01014 0.00396 -0.0921 0.3707 1.0000 5.500 1.0853 0.01066 0.00444 -0.0919 0.3509 1.0000 6.000 1.1398 0.01117 0.00493 -0.0916 0.3340 1.0000 6.500 1.1928 0.01178 0.00546 -0.0912 0.3074 1.0000 7.000 1.2458 0.01237 0.00600 -0.0908 0.2797 1.0000 7.500 1.2971 0.01310 0.00664 -0.0902 0.2386 1.0000 8.000 1.3366 0.01528 0.00816 -0.0884 0.1334 1.0000 8.500 1.3807 0.01665 0.00946 -0.0870 0.1127 1.0000 9.000 1.4247 0.01790 0.01069 -0.0855 0.0977 1.0000 9.500 1.4673 0.01913 0.01195 -0.0837 0.0838 1.0000 10.000 1.5076 0.02042 0.01325 -0.0817 0.0681 1.0000 10.500 1.5405 0.02215 0.01494 -0.0788 0.0545 1.0000 11.000 1.5645 0.02414 0.01699 -0.0747 0.0465 1.0000 11.500 1.5782 0.02652 0.01949 -0.0697 0.0424 1.0000 12.000 1.5880 0.02973 0.02284 -0.0658 0.0395 1.0000 12.500 1.5968 0.03355 0.02681 -0.0631 0.0373 1.0000 13.000 1.6009 0.03827 0.03171 -0.0611 0.0356 1.0000 13.500 1.6055 0.04328 0.03690 -0.0599 0.0335 1.0000 14.000 1.6029 0.04925 0.04303 -0.0590 0.0320 1.0000 14.500 1.6007 0.05537 0.04937 -0.0584 0.0309 1.0000 15.000 1.5973 0.06179 0.05594 -0.0583 0.0297 1.0000 15.500 1.5920 0.06884 0.06321 -0.0591 0.0277 1.0000 16.000 1.5858 0.07639 0.07093 -0.0603 0.0262 1.0000 16.500 1.5769 0.08401 0.07863 -0.0613 0.0252 1.0000 17.000 1.5717 0.09213 0.08706 -0.0637 0.0244 1.0000 17.500 1.5612 0.10058 0.09574 -0.0653 0.0236 1.0000 18.000 1.5496 0.11097 0.10629 -0.0706 0.0210 1.0000 18.500 1.5451 0.11791 0.11334 -0.0715 0.0216 1.0000 19.000 1.5336 0.12732 0.12304 -0.0748 0.0212 1.0000 20.000 1.5096 0.14706 0.14319 -0.0842 0.0190 1.0000