XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 227 (MVA H.37) 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 0.9806 0.01118 0.00453 -0.2254 0.6304 0.3434 0.500 1.0389 0.01151 0.00480 -0.2260 0.6241 0.3666 1.000 1.0960 0.01163 0.00499 -0.2262 0.6188 0.3848 1.500 1.1527 0.01174 0.00517 -0.2265 0.6126 0.4044 2.000 1.2093 0.01188 0.00532 -0.2266 0.6056 0.4233 2.500 1.2661 0.01216 0.00562 -0.2269 0.5968 0.4457 3.500 1.3604 0.01184 0.00526 -0.2233 0.5142 0.5098 4.000 1.3909 0.01307 0.00601 -0.2188 0.4306 0.5514 4.500 1.4271 0.01417 0.00695 -0.2155 0.3908 0.5945 5.000 1.4586 0.01534 0.00799 -0.2115 0.3463 0.6418 5.500 1.4866 0.01622 0.00905 -0.2068 0.3130 0.7924 7.000 1.4445 0.02879 0.02009 -0.1791 0.0068 1.0000 7.500 1.4697 0.03112 0.02247 -0.1762 0.0037 1.0000 8.000 1.4944 0.03357 0.02499 -0.1733 0.0035 1.0000 8.500 1.5163 0.03631 0.02783 -0.1704 0.0034 1.0000 9.000 1.5355 0.03939 0.03102 -0.1675 0.0033 1.0000 9.500 1.5524 0.04280 0.03456 -0.1647 0.0033 1.0000 10.000 1.5670 0.04658 0.03848 -0.1619 0.0034 1.0000 10.500 1.5795 0.05078 0.04281 -0.1594 0.0034 1.0000 11.000 1.5894 0.05539 0.04758 -0.1570 0.0035 1.0000 11.500 1.5968 0.06043 0.05279 -0.1548 0.0035 1.0000 12.000 1.6013 0.06595 0.05848 -0.1528 0.0036 1.0000 12.500 1.6019 0.07203 0.06474 -0.1508 0.0037 1.0000 13.000 1.5991 0.07867 0.07157 -0.1491 0.0038 1.0000 13.500 1.5927 0.08594 0.07904 -0.1477 0.0039 1.0000 14.000 1.5833 0.09384 0.08713 -0.1467 0.0040 1.0000 14.500 1.5715 0.10235 0.09585 -0.1462 0.0041 1.0000 15.000 1.5572 0.11146 0.10516 -0.1464 0.0042 1.0000 15.500 1.5438 0.12068 0.11457 -0.1473 0.0042 1.0000 16.000 1.5319 0.12975 0.12380 -0.1487 0.0043 1.0000 16.500 1.5219 0.13835 0.13251 -0.1502 0.0044 1.0000 17.000 1.5261 0.14487 0.13915 -0.1517 0.0045 1.0000 17.500 1.5332 0.15104 0.14546 -0.1533 0.0047 1.0000 18.000 1.5411 0.15674 0.15130 -0.1547 0.0051 1.0000 18.500 1.5511 0.16163 0.15631 -0.1557 0.0055 1.0000 19.500 1.5864 0.16775 0.16253 -0.1558 0.0063 1.0000 20.000 1.6320 0.16332 0.15816 -0.1498 0.0080 1.0000 21.500 1.2041 0.17340 0.16973 -0.1222 0.0064 1.0000 22.000 1.2308 0.17127 0.16779 -0.1187 0.0079 1.0000