XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 311 (MVA H.43) 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 0.3398 0.01064 0.00273 -0.0599 0.5385 0.1205 0.500 0.3971 0.01091 0.00294 -0.0598 0.5278 0.1421 1.000 0.4543 0.01108 0.00307 -0.0598 0.5189 0.1535 1.500 0.5110 0.01116 0.00318 -0.0598 0.5106 0.1612 2.000 0.5677 0.01132 0.00334 -0.0598 0.5024 0.1725 2.500 0.6238 0.01141 0.00345 -0.0597 0.4936 0.1810 3.000 0.6801 0.01145 0.00353 -0.0597 0.4831 0.1860 3.500 0.7361 0.01139 0.00360 -0.0595 0.4735 0.1915 4.000 0.7920 0.01141 0.00374 -0.0594 0.4610 0.2043 4.500 0.8476 0.01140 0.00385 -0.0593 0.4496 0.2234 5.000 0.9034 0.01134 0.00415 -0.0593 0.4400 0.3088 5.500 0.9695 0.01011 0.00440 -0.0614 0.4253 1.0000 6.000 1.0222 0.01027 0.00459 -0.0607 0.4072 1.0000 6.500 1.0742 0.01052 0.00482 -0.0599 0.3811 1.0000 7.000 1.1240 0.01106 0.00521 -0.0588 0.3329 1.0000 7.500 1.1718 0.01189 0.00586 -0.0576 0.2897 1.0000 8.000 1.2125 0.01340 0.00691 -0.0557 0.2140 1.0000 8.500 1.2594 0.01420 0.00775 -0.0545 0.1942 1.0000 9.000 1.3015 0.01541 0.00882 -0.0526 0.1579 1.0000 9.500 1.3375 0.01700 0.01015 -0.0502 0.1077 1.0000 10.000 1.3660 0.01895 0.01189 -0.0468 0.0766 1.0000 10.500 1.3935 0.02065 0.01367 -0.0431 0.0692 1.0000 11.000 1.4098 0.02268 0.01576 -0.0382 0.0575 1.0000 11.500 1.4310 0.02471 0.01794 -0.0347 0.0516 1.0000 12.000 1.4548 0.02682 0.02007 -0.0321 0.0369 1.0000 12.500 1.4656 0.03027 0.02354 -0.0296 0.0295 1.0000 13.000 1.4612 0.03585 0.02928 -0.0278 0.0249 1.0000 13.500 1.4621 0.04129 0.03488 -0.0272 0.0229 1.0000 14.000 1.4581 0.04763 0.04143 -0.0271 0.0218 1.0000 14.500 1.4502 0.05469 0.04868 -0.0276 0.0200 1.0000 15.000 1.4430 0.06187 0.05604 -0.0285 0.0184 1.0000 15.500 1.4277 0.07032 0.06469 -0.0298 0.0179 1.0000 16.000 1.4138 0.07876 0.07332 -0.0313 0.0173 1.0000 16.500 1.3959 0.08800 0.08270 -0.0333 0.0161 1.0000 17.000 1.3869 0.09632 0.09124 -0.0354 0.0152 1.0000 17.500 1.3758 0.10516 0.10023 -0.0380 0.0143 1.0000 18.000 1.3635 0.11412 0.10932 -0.0407 0.0134 1.0000 18.500 1.3532 0.12344 0.11890 -0.0441 0.0124 1.0000 19.000 1.3441 0.13259 0.12818 -0.0479 0.0116 1.0000 19.500 1.3349 0.14161 0.13735 -0.0516 0.0109 1.0000 20.000 1.3247 0.15154 0.14753 -0.0564 0.0102 1.0000 20.500 1.3165 0.16129 0.15746 -0.0616 0.0096 1.0000 21.000 1.3120 0.17027 0.16657 -0.0666 0.0093 1.0000