XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 226 (MVA H.36) 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 0.9576 0.01039 0.00380 -0.2069 0.6206 0.2670 0.500 1.0137 0.01050 0.00396 -0.2069 0.6058 0.3070 1.000 1.0685 0.01068 0.00409 -0.2065 0.5872 0.3340 1.500 1.1222 0.01085 0.00424 -0.2060 0.5623 0.3607 2.000 1.1732 0.01117 0.00446 -0.2051 0.5267 0.3899 2.500 1.2214 0.01171 0.00484 -0.2037 0.4888 0.4237 3.000 1.2692 0.01230 0.00533 -0.2024 0.4654 0.4609 3.500 1.3186 0.01280 0.00585 -0.2013 0.4506 0.5058 4.000 1.3667 0.01334 0.00644 -0.2001 0.4393 0.5627 4.500 1.4087 0.01401 0.00716 -0.1979 0.4112 0.6569 6.000 1.5293 0.01550 0.00886 -0.1900 0.3582 1.0000 6.500 1.5657 0.01639 0.00966 -0.1870 0.3425 1.0000 7.000 1.5851 0.01823 0.01115 -0.1819 0.2857 1.0000 7.500 1.5943 0.02100 0.01354 -0.1760 0.2300 1.0000 8.000 1.6086 0.02368 0.01601 -0.1712 0.1937 1.0000 9.000 1.5629 0.03555 0.02700 -0.1560 0.0280 1.0000 9.500 1.5781 0.03885 0.03034 -0.1528 0.0194 1.0000 10.000 1.5849 0.04315 0.03465 -0.1495 0.0026 1.0000 10.500 1.5991 0.04694 0.03856 -0.1470 0.0022 1.0000 11.000 1.6118 0.05107 0.04282 -0.1447 0.0021 1.0000 11.500 1.6219 0.05563 0.04753 -0.1426 0.0020 1.0000 12.000 1.6289 0.06070 0.05275 -0.1407 0.0019 1.0000 12.500 1.6328 0.06629 0.05852 -0.1390 0.0019 1.0000 13.000 1.6332 0.07243 0.06485 -0.1375 0.0019 1.0000 13.500 1.6302 0.07919 0.07181 -0.1364 0.0019 1.0000 14.000 1.6239 0.08659 0.07941 -0.1356 0.0019 1.0000 14.500 1.6151 0.09452 0.08756 -0.1352 0.0019 1.0000 15.000 1.6058 0.10275 0.09599 -0.1353 0.0019 1.0000 15.500 1.5952 0.11131 0.10477 -0.1360 0.0019 1.0000 16.000 1.5854 0.11987 0.11353 -0.1370 0.0019 1.0000 16.500 1.5771 0.12827 0.12212 -0.1385 0.0019 1.0000 17.000 1.5702 0.13645 0.13048 -0.1403 0.0019 1.0000 17.500 1.5657 0.14432 0.13852 -0.1424 0.0019 1.0000 18.000 1.5617 0.15224 0.14661 -0.1449 0.0020 1.0000 18.500 1.5588 0.16008 0.15461 -0.1478 0.0020 1.0000 19.000 1.5571 0.16771 0.16239 -0.1510 0.0020 1.0000 19.500 1.5566 0.17521 0.17004 -0.1544 0.0020 1.0000 20.000 1.5561 0.18282 0.17779 -0.1582 0.0020 1.0000 20.500 1.5563 0.19037 0.18548 -0.1623 0.0021 1.0000 21.000 1.5576 0.19774 0.19298 -0.1666 0.0021 1.0000 21.500 1.5604 0.20480 0.20016 -0.1709 0.0021 1.0000 22.000 1.5633 0.21187 0.20734 -0.1754 0.0022 1.0000 22.500 1.5679 0.21845 0.21404 -0.1799 0.0022 1.0000 23.000 1.5734 0.22477 0.22046 -0.1843 0.0023 1.0000 23.500 1.5809 0.23047 0.22625 -0.1885 0.0023 1.0000 24.000 1.5881 0.23627 0.23216 -0.1929 0.0024 1.0000 24.500 1.5969 0.24154 0.23752 -0.1970 0.0025 1.0000 25.000 1.6065 0.24643 0.24250 -0.2010 0.0026 1.0000 25.500 1.6163 0.25113 0.24730 -0.2050 0.0026 1.0000 26.000 1.6246 0.25615 0.25243 -0.2094 0.0027 1.0000 26.500 1.6337 0.26062 0.25701 -0.2135 0.0028 1.0000 27.000 1.6441 0.26448 0.26097 -0.2173 0.0029 1.0000 27.500 1.6461 0.27211 0.26878 -0.2242 0.0029 1.0000 28.000 1.6453 0.28052 0.27740 -0.2318 0.0030 1.0000 28.500 1.6398 0.29100 0.28819 -0.2412 0.0031 1.0000 29.000 1.6276 0.30438 0.30196 -0.2530 0.0033 1.0000 29.500 1.6085 0.32230 0.32026 -0.2681 0.0035 1.0000