XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 290 (MVA 290) 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 0.3951 0.01118 0.00394 -0.0717 0.4959 0.4484 0.500 0.4525 0.01123 0.00407 -0.0720 0.4890 0.4845 1.000 0.5090 0.01101 0.00420 -0.0721 0.4837 0.5677 1.500 0.5602 0.01041 0.00435 -0.0709 0.4775 0.7665 2.000 0.6099 0.01019 0.00451 -0.0685 0.4705 0.9321 2.500 0.6896 0.01048 0.00468 -0.0732 0.4605 0.9863 3.000 0.7699 0.01054 0.00475 -0.0784 0.4530 1.0000 3.500 0.8192 0.01062 0.00476 -0.0771 0.4442 1.0000 4.000 0.8691 0.01081 0.00487 -0.0760 0.4346 1.0000 4.500 0.9208 0.01089 0.00493 -0.0751 0.4221 1.0000 5.000 0.9729 0.01108 0.00509 -0.0744 0.4087 1.0000 5.500 1.0244 0.01133 0.00526 -0.0737 0.3916 1.0000 6.000 1.0750 0.01167 0.00553 -0.0729 0.3659 1.0000 6.500 1.1191 0.01241 0.00600 -0.0711 0.3201 1.0000 7.000 1.1576 0.01355 0.00684 -0.0686 0.2718 1.0000 7.500 1.1944 0.01473 0.00781 -0.0659 0.2403 1.0000 8.000 1.2315 0.01576 0.00873 -0.0633 0.2194 1.0000 8.500 1.2644 0.01677 0.00970 -0.0599 0.2055 1.0000 9.000 1.2956 0.01782 0.01073 -0.0564 0.1907 1.0000 9.500 1.3153 0.01962 0.01233 -0.0520 0.1442 1.0000 10.000 1.3044 0.02360 0.01604 -0.0454 0.0974 1.0000 10.500 1.2971 0.02839 0.02067 -0.0416 0.0489 1.0000 11.000 1.2917 0.03389 0.02620 -0.0395 0.0357 1.0000 11.500 1.2978 0.03874 0.03118 -0.0387 0.0330 1.0000 12.000 1.3049 0.04368 0.03628 -0.0382 0.0316 1.0000 12.500 1.3065 0.04933 0.04208 -0.0380 0.0304 1.0000 13.000 1.3026 0.05567 0.04857 -0.0379 0.0295 1.0000 13.500 1.3001 0.06207 0.05513 -0.0380 0.0288 1.0000 14.000 1.2988 0.06841 0.06163 -0.0384 0.0282 1.0000 14.500 1.2957 0.07517 0.06854 -0.0390 0.0275 1.0000 15.000 1.2899 0.08241 0.07594 -0.0398 0.0270 1.0000 15.500 1.2825 0.09009 0.08377 -0.0410 0.0265 1.0000 16.000 1.2727 0.09824 0.09207 -0.0425 0.0260 1.0000 16.500 1.2586 0.10719 0.10116 -0.0445 0.0254 1.0000 17.000 1.2570 0.11447 0.10858 -0.0464 0.0245 1.0000 17.500 1.2543 0.12197 0.11623 -0.0485 0.0240 1.0000 18.000 1.2525 0.12945 0.12384 -0.0510 0.0233 1.0000 18.500 1.2513 0.13692 0.13142 -0.0537 0.0227 1.0000 19.000 1.2511 0.14421 0.13881 -0.0567 0.0221 1.0000 19.500 1.2521 0.15128 0.14594 -0.0598 0.0215 1.0000 20.000 1.2587 0.15762 0.15240 -0.0628 0.0210 1.0000 20.500 1.2664 0.16376 0.15867 -0.0660 0.0203 1.0000 21.000 1.2747 0.16972 0.16473 -0.0693 0.0197 1.0000 21.500 1.2822 0.17587 0.17098 -0.0729 0.0190 1.0000 22.000 1.2899 0.18202 0.17720 -0.0767 0.0181 1.0000 22.500 1.2985 0.18795 0.18322 -0.0806 0.0176 1.0000 23.000 1.3090 0.19350 0.18890 -0.0844 0.0169 1.0000 23.500 1.3194 0.19907 0.19458 -0.0883 0.0161 1.0000 24.000 1.3280 0.20499 0.20060 -0.0927 0.0154 1.0000 24.500 1.3370 0.21082 0.20652 -0.0971 0.0147 1.0000 25.000 1.3475 0.21621 0.21204 -0.1014 0.0135 1.0000 25.500 1.3580 0.22153 0.21747 -0.1058 0.0124 1.0000 26.000 1.3667 0.22719 0.22324 -0.1106 0.0111 1.0000 27.000 1.3700 0.24181 0.23785 -0.1229 0.0035 1.0000 27.500 1.3719 0.24909 0.24523 -0.1292 0.0031 1.0000 28.000 1.3738 0.25643 0.25270 -0.1357 0.0028 1.0000 28.500 1.3745 0.26415 0.26057 -0.1425 0.0027 1.0000 30.000 1.3131 0.31167 0.30903 -0.1789 0.0030 1.0000 30.500 1.3068 0.32537 0.32280 -0.1891 0.0030 1.0000 31.000 1.3138 0.33251 0.32997 -0.1958 0.0029 1.0000 31.500 1.3226 0.33856 0.33607 -0.2020 0.0029 1.0000 32.000 1.3320 0.34400 0.34153 -0.2079 0.0028 1.0000 32.500 1.3412 0.34936 0.34693 -0.2139 0.0028 1.0000 33.000 1.3502 0.35463 0.35225 -0.2199 0.0028 1.0000 33.500 1.3579 0.36062 0.35830 -0.2263 0.0028 1.0000