XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 801 (MVA 301) 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 0.6382 0.01156 0.00457 -0.1224 0.6532 0.0304 0.500 0.6925 0.01179 0.00463 -0.1223 0.6230 0.0441 1.000 0.7473 0.01113 0.00383 -0.1218 0.5963 0.0425 1.500 0.8020 0.01086 0.00345 -0.1214 0.5715 0.0433 2.500 0.9110 0.01079 0.00325 -0.1209 0.5247 0.0513 3.000 0.9640 0.00990 0.00357 -0.1210 0.5007 0.6465 5.000 1.1275 0.00294 -0.00367 -0.1102 0.3282 1.0000 5.500 1.1692 0.00337 -0.00356 -0.1083 0.2764 1.0000 6.000 1.2041 0.00410 -0.00329 -0.1053 0.1972 1.0000 6.500 1.2256 0.00550 -0.00251 -0.1004 0.1073 1.0000 7.500 1.2572 0.00829 -0.00016 -0.0887 0.0037 1.0000 8.000 1.2856 0.00916 0.00080 -0.0851 0.0036 1.0000 8.500 1.3109 0.01028 0.00205 -0.0814 0.0036 1.0000 9.000 1.3323 0.01176 0.00368 -0.0776 0.0038 1.0000 9.500 1.3496 0.01372 0.00584 -0.0737 0.0039 1.0000 10.000 1.3620 0.01636 0.00867 -0.0698 0.0040 1.0000 10.500 1.3681 0.01994 0.01249 -0.0658 0.0042 1.0000 11.000 1.3757 0.02391 0.01664 -0.0626 0.0044 1.0000 11.500 1.3780 0.02886 0.02180 -0.0595 0.0046 1.0000 12.000 1.3729 0.03528 0.02846 -0.0567 0.0049 1.0000 12.500 1.3605 0.04329 0.03673 -0.0545 0.0052 1.0000 13.000 1.3405 0.05280 0.04650 -0.0528 0.0053 1.0000 13.500 1.3124 0.06381 0.05777 -0.0519 0.0054 1.0000 14.000 1.2793 0.07557 0.06979 -0.0519 0.0055 1.0000 14.500 1.2579 0.08537 0.07982 -0.0523 0.0056 1.0000 15.000 1.2451 0.09349 0.08816 -0.0528 0.0059 1.0000 15.500 1.2181 0.10313 0.09804 -0.0541 0.0062 1.0000 16.000 1.1880 0.11224 0.10737 -0.0556 0.0063 1.0000 16.500 1.1471 0.11995 0.11533 -0.0568 0.0065 1.0000 17.000 1.1180 0.12735 0.12292 -0.0587 0.0066 1.0000 17.500 1.0961 0.13422 0.12992 -0.0609 0.0069 1.0000 18.000 1.0875 0.13946 0.13525 -0.0626 0.0072 1.0000 18.500 1.0842 0.14455 0.14053 -0.0644 0.0079 1.0000 19.000 1.1013 0.14544 0.14136 -0.0635 0.0090 1.0000 19.500 1.1273 0.14536 0.14134 -0.0620 0.0110 1.0000 20.000 1.1462 0.14688 0.14309 -0.0616 0.0136 1.0000