XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 217 (MVA MK.12) AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.0942 0.12133 0.11548 -0.0459 0.9517 0.2716 -8.000 -0.0679 0.11731 0.11144 -0.0509 0.9403 0.2742 -7.000 -0.1315 0.08956 0.08360 -0.0781 0.8954 0.1576 -6.750 -0.1480 0.08526 0.07933 -0.0800 0.8803 0.1535 -6.500 -0.1713 0.05157 0.04432 -0.1326 0.8740 0.1382 -6.250 -0.1451 0.04904 0.04143 -0.1372 0.8609 0.1395 -6.000 -0.0857 0.04603 0.03797 -0.1446 0.8537 0.1422 -5.750 -0.0631 0.04528 0.03699 -0.1453 0.8416 0.1437 -5.500 -0.0238 0.04456 0.03640 -0.1463 0.8333 0.1472 -5.250 0.0045 0.04428 0.03611 -0.1468 0.8239 0.1512 -5.000 0.0312 0.04406 0.03584 -0.1475 0.8142 0.1563 -4.750 0.0858 0.04306 0.03497 -0.1515 0.8085 0.1691 -4.500 0.0917 0.04395 0.03604 -0.1504 0.7967 0.1779 -4.250 0.1419 0.04325 0.03573 -0.1550 0.7894 0.2190 -4.000 0.1830 0.04443 0.03738 -0.1545 0.7839 0.2935 -3.750 0.1669 0.04688 0.03987 -0.1509 0.7726 0.3075 -3.500 0.1858 0.04959 0.04253 -0.1470 0.7661 0.3423 -3.250 0.1995 0.05286 0.04581 -0.1406 0.7607 0.3648 -3.000 0.1743 0.05544 0.04848 -0.1357 0.7520 0.3667 -2.750 0.1817 0.05807 0.05105 -0.1318 0.7462 0.3847 -2.500 0.1774 0.06128 0.05436 -0.1229 0.7424 0.3933 -2.250 0.1927 0.06387 0.05689 -0.1172 0.7390 0.4127 -2.000 0.1784 0.06619 0.05923 -0.1153 0.7353 0.4190 -1.750 0.1779 0.06827 0.06129 -0.1134 0.7320 0.4296 -1.500 0.1753 0.07048 0.06351 -0.1096 0.7304 0.4392 -1.250 0.1819 0.07242 0.06542 -0.1088 0.7307 0.4512 -1.000 0.1820 0.07450 0.06751 -0.1058 0.7316 0.4620 -0.750 0.1880 0.07634 0.06933 -0.1045 0.7324 0.4744 -0.500 0.2056 0.07840 0.07131 -0.1064 0.7343 0.4917 -0.250 0.2084 0.08029 0.07327 -0.1006 0.7384 0.5058 0.500 0.1370 0.08874 0.08206 -0.1020 0.8728 0.5032 0.750 0.1397 0.08833 0.08163 -0.1004 0.8597 0.5165 1.000 0.1607 0.09084 0.08415 -0.0981 0.8531 0.5409 1.250 0.1637 0.09126 0.08454 -0.0960 0.8432 0.5542 1.500 0.1863 0.09256 0.08582 -0.0958 0.8337 0.5704 1.750 0.2318 0.09541 0.08849 -0.1033 0.8274 0.5797 2.000 0.2428 0.09518 0.08825 -0.1024 0.8128 0.5846 2.250 0.3064 0.09969 0.09258 -0.1117 0.8069 0.5986 2.500 0.2976 0.09826 0.09119 -0.1083 0.7912 0.6027 2.750 0.3604 0.10292 0.09568 -0.1166 0.7845 0.6182 3.000 0.3501 0.10157 0.09438 -0.1132 0.7682 0.6224 3.250 0.3973 0.10547 0.09816 -0.1190 0.7608 0.6379 3.500 0.4002 0.10511 0.09783 -0.1169 0.7441 0.6455 3.750 0.4192 0.10722 0.09990 -0.1189 0.7323 0.6567 4.000 0.4604 0.10989 0.10250 -0.1228 0.7190 0.6725 4.250 0.4586 0.11057 0.10322 -0.1210 0.7047 0.6796 4.500 0.5163 0.11483 0.10740 -0.1264 0.6943 0.6989 4.750 0.5095 0.11518 0.10776 -0.1252 0.6768 0.7053 5.000 0.5270 0.11764 0.11022 -0.1260 0.6660 0.7164 5.250 0.5619 0.12011 0.11265 -0.1283 0.6505 0.7307 5.500 0.5604 0.12172 0.11427 -0.1280 0.6347 0.7375 5.750 0.6206 0.12698 0.11943 -0.1329 0.6252 0.7553 6.000 0.6049 0.12672 0.11923 -0.1307 0.6077 0.7589 6.250 0.6101 0.12917 0.12168 -0.1309 0.5956 0.7662 6.500 0.6536 0.13266 0.12511 -0.1337 0.5828 0.7789 6.750 0.6397 0.13416 0.12664 -0.1328 0.5697 0.7824 7.000 0.7009 0.13929 0.13169 -0.1366 0.5596 0.7968 7.250 0.6691 0.13960 0.13205 -0.1350 0.5469 0.7972 7.500 0.7228 0.14454 0.13692 -0.1382 0.5381 0.8103