XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 234 (MVA CA5) 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 1.0624 0.01376 0.00786 -0.2406 0.6406 0.3215 0.500 1.1149 0.01436 0.00842 -0.2393 0.6255 0.3241 1.000 1.1731 0.01430 0.00833 -0.2399 0.6125 0.3271 1.500 1.2328 0.01414 0.00798 -0.2411 0.5995 0.3333 2.000 1.2916 0.01397 0.00769 -0.2420 0.5862 0.3385 2.500 1.3469 0.01410 0.00783 -0.2419 0.5732 0.3405 3.000 1.4003 0.01435 0.00805 -0.2414 0.5576 0.3430 3.500 1.4464 0.01473 0.00816 -0.2396 0.5062 0.3459 4.000 1.4950 0.01510 0.00834 -0.2384 0.4694 0.3496 4.500 1.5175 0.01695 0.00935 -0.2327 0.3528 0.3530 5.000 1.5423 0.01854 0.01046 -0.2275 0.2867 0.3557 5.500 1.5605 0.01984 0.01158 -0.2209 0.2504 0.3579 6.000 1.5783 0.02172 0.01320 -0.2148 0.2077 0.3601 6.500 1.6004 0.02360 0.01491 -0.2098 0.1723 0.3631 7.000 1.5651 0.02974 0.02029 -0.1979 0.0317 0.3647 7.500 1.5898 0.03191 0.02249 -0.1943 0.0249 0.3682 8.000 1.6141 0.03423 0.02482 -0.1910 0.0172 0.3714 8.500 1.6310 0.03728 0.02788 -0.1871 0.0022 0.3740 9.000 1.6530 0.03999 0.03072 -0.1841 0.0019 0.3768 9.500 1.6721 0.04301 0.03390 -0.1809 0.0018 0.3797 10.000 1.6887 0.04638 0.03743 -0.1778 0.0018 0.3830 10.500 1.7027 0.05019 0.04140 -0.1748 0.0018 0.3869 11.000 1.7137 0.05449 0.04587 -0.1719 0.0018 0.3900 11.500 1.7220 0.05929 0.05086 -0.1694 0.0018 0.3925 12.000 1.7273 0.06466 0.05645 -0.1671 0.0018 0.3953 12.500 1.7292 0.07063 0.06265 -0.1650 0.0018 0.3980 13.000 1.7285 0.07713 0.06938 -0.1633 0.0018 0.4008 13.500 1.7255 0.08411 0.07658 -0.1620 0.0019 0.4037 14.000 1.7203 0.09157 0.08425 -0.1611 0.0019 0.4069 14.500 1.7133 0.09943 0.09233 -0.1606 0.0019 0.4095 15.000 1.7050 0.10768 0.10082 -0.1607 0.0020 0.4123 15.500 1.6956 0.11630 0.10968 -0.1615 0.0020 0.4148 16.000 1.6861 0.12511 0.11873 -0.1628 0.0020 0.4173 16.500 1.6765 0.13406 0.12790 -0.1647 0.0021 0.4200 17.000 1.6674 0.14316 0.13721 -0.1672 0.0021 0.4227 17.500 1.6586 0.15241 0.14667 -0.1705 0.0022 0.4253 18.000 1.6503 0.16173 0.15618 -0.1743 0.0022 0.4276 18.500 1.6437 0.17086 0.16551 -0.1786 0.0023 0.4308 19.000 1.6392 0.17968 0.17450 -0.1831 0.0024 0.4343 19.500 1.6371 0.18804 0.18302 -0.1876 0.0024 0.4382 20.000 1.6381 0.19571 0.19082 -0.1921 0.0025 0.4420 20.500 1.6408 0.20294 0.19816 -0.1964 0.0026 0.4458 21.000 1.6476 0.20898 0.20428 -0.2001 0.0027 0.4504 21.500 1.6615 0.21251 0.20782 -0.2019 0.0028 0.4568 22.000 1.6699 0.21865 0.21410 -0.2062 0.0029 0.4631 22.500 1.6769 0.22521 0.22086 -0.2109 0.0030 0.4704 23.000 1.6867 0.23075 0.22663 -0.2148 0.0032 0.4803 23.500 1.6948 0.23643 0.23253 -0.2190 0.0035 0.4913 24.000 1.7035 0.24156 0.23785 -0.2229 0.0037 0.5082