XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 239 (MVA H.31) 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 0.7051 0.01021 0.00300 -0.1509 0.5617 0.3061 0.500 0.7612 0.01039 0.00315 -0.1508 0.5482 0.3315 1.000 0.8174 0.01058 0.00334 -0.1508 0.5381 0.3602 1.500 0.8736 0.01076 0.00353 -0.1508 0.5291 0.3914 2.000 0.9297 0.01085 0.00372 -0.1508 0.5196 0.4281 2.500 0.9858 0.01086 0.00397 -0.1510 0.5102 0.4934 3.000 1.0337 0.01017 0.00423 -0.1491 0.5013 1.0000 3.500 1.0856 0.01033 0.00427 -0.1482 0.4698 1.0000 4.000 1.1398 0.01060 0.00448 -0.1478 0.4547 1.0000 4.500 1.1906 0.01094 0.00465 -0.1469 0.4073 1.0000 5.000 1.2382 0.01166 0.00506 -0.1455 0.3524 1.0000 5.500 1.2705 0.01374 0.00625 -0.1420 0.2277 1.0000 6.000 1.2885 0.01697 0.00841 -0.1363 0.0551 1.0000 6.500 1.3273 0.01820 0.00951 -0.1336 0.0282 1.0000 7.000 1.3621 0.01955 0.01082 -0.1303 0.0040 1.0000 7.500 1.3979 0.02051 0.01185 -0.1270 0.0036 1.0000 8.000 1.4315 0.02158 0.01301 -0.1235 0.0035 1.0000 8.500 1.4628 0.02285 0.01438 -0.1199 0.0034 1.0000 9.000 1.4909 0.02440 0.01605 -0.1161 0.0034 1.0000 9.500 1.5155 0.02629 0.01813 -0.1123 0.0035 1.0000 10.000 1.5366 0.02859 0.02061 -0.1085 0.0035 1.0000 10.500 1.5542 0.03133 0.02355 -0.1049 0.0036 1.0000 11.000 1.5678 0.03462 0.02706 -0.1014 0.0036 1.0000 11.500 1.5764 0.03861 0.03129 -0.0982 0.0037 1.0000 12.000 1.5789 0.04353 0.03647 -0.0954 0.0038 1.0000 12.500 1.5750 0.04957 0.04278 -0.0934 0.0039 1.0000 13.000 1.5653 0.05691 0.05044 -0.0923 0.0039 1.0000 13.500 1.5524 0.06525 0.05906 -0.0921 0.0040 1.0000 14.000 1.5352 0.07446 0.06854 -0.0925 0.0040 1.0000 14.500 1.5132 0.08449 0.07883 -0.0934 0.0041 1.0000 15.000 1.4912 0.09468 0.08929 -0.0946 0.0042 1.0000 15.500 1.4811 0.10336 0.09816 -0.0959 0.0043 1.0000 16.000 1.4733 0.11182 0.10682 -0.0976 0.0044 1.0000 16.500 1.4679 0.12007 0.11525 -0.0996 0.0045 1.0000 17.000 1.4646 0.12808 0.12345 -0.1019 0.0046 1.0000 17.500 1.4629 0.13589 0.13145 -0.1044 0.0048 1.0000 18.000 1.4623 0.14362 0.13942 -0.1073 0.0051 1.0000 18.500 1.4626 0.15120 0.14726 -0.1102 0.0055 1.0000 19.000 1.4606 0.15924 0.15561 -0.1137 0.0060 1.0000 19.500 1.4517 0.16907 0.16580 -0.1188 0.0065 1.0000 20.000 1.4366 0.18109 0.17816 -0.1264 0.0069 1.0000 20.500 1.4170 0.19513 0.19254 -0.1362 0.0072 1.0000 21.000 1.3951 0.21111 0.20882 -0.1481 0.0073 1.0000 21.500 1.3679 0.23110 0.22910 -0.1632 0.0073 1.0000 22.000 1.3189 0.27111 0.26920 -0.1882 0.0093 1.0000