XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: GOE 243 (MVA PR.3) 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.750 -0.2246 0.15647 0.15101 -0.0226 0.9718 0.2326 -7.500 -0.2102 0.15513 0.14965 -0.0261 0.9634 0.2426 -7.250 -0.2507 0.15912 0.15375 -0.0248 0.9610 0.2451 -7.000 -0.1794 0.14975 0.14430 -0.0300 0.9452 0.2551 -6.750 -0.1994 0.15138 0.14600 -0.0296 0.9399 0.2619 -6.500 -0.1714 0.14680 0.14142 -0.0327 0.9299 0.2669 -6.250 -0.1570 0.14449 0.13911 -0.0333 0.9208 0.2740 -6.000 -0.1859 0.14780 0.14250 -0.0335 0.9164 0.2812 -5.750 -0.1738 0.14357 0.13830 -0.0326 0.9065 0.2841 -5.500 -0.1335 0.13933 0.13401 -0.0364 0.8958 0.2930 -5.250 -0.1594 0.14046 0.13524 -0.0328 0.8891 0.2985 -5.000 -0.2162 0.14507 0.13999 -0.0274 0.8883 0.3009 -4.750 -0.1511 0.13654 0.13138 -0.0327 0.8728 0.3065 -4.500 -0.1437 0.13484 0.12971 -0.0324 0.8646 0.3123 -4.250 -0.3450 0.14894 0.14437 -0.0053 0.9563 0.3016 -4.000 -0.2016 0.13823 0.13327 -0.0289 0.8579 0.3221 -3.750 -0.2007 0.13524 0.13033 -0.0254 0.8518 0.3236 -3.500 -0.1616 0.13086 0.12589 -0.0281 0.8377 0.3293 -3.250 -0.1769 0.13062 0.12573 -0.0249 0.8341 0.3328 -3.000 -0.1934 0.13125 0.12643 -0.0241 0.8362 0.3389 -2.250 0.2054 0.07250 0.06457 -0.1780 0.7907 0.1573 -2.000 0.2900 0.07127 0.06276 -0.1869 0.7796 0.1638 -1.750 0.2834 0.07262 0.06413 -0.1846 0.7710 0.1648 -1.500 0.3156 0.07302 0.06463 -0.1856 0.7630 0.1693 -1.250 0.3450 0.07383 0.06541 -0.1866 0.7543 0.1754 -1.000 0.3598 0.07510 0.06675 -0.1867 0.7466 0.1821 -0.750 0.4258 0.07517 0.06709 -0.1919 0.7368 0.2111 -0.500 0.4187 0.07763 0.06982 -0.1904 0.7317 0.2202 -0.250 0.4334 0.07963 0.07225 -0.1906 0.7262 0.2582 0.000 0.4608 0.08183 0.07483 -0.1868 0.7188 0.3684 0.250 0.4491 0.08492 0.07804 -0.1813 0.7154 0.3933 0.500 0.4268 0.08999 0.08326 -0.1815 0.7401 0.3937 1.250 0.3770 0.09979 0.09332 -0.1731 0.7869 0.4322 1.500 0.3728 0.10276 0.09641 -0.1639 0.7816 0.4615 1.750 0.3756 0.10619 0.09980 -0.1580 0.7784 0.4948 2.000 0.3585 0.10596 0.09964 -0.1522 0.7680 0.5036 2.250 0.3670 0.10827 0.10190 -0.1469 0.7617 0.5356 2.500 0.3841 0.11171 0.10528 -0.1428 0.7586 0.5712 2.750 0.3657 0.11108 0.10469 -0.1394 0.7508 0.5770 3.000 0.3757 0.11245 0.10603 -0.1363 0.7433 0.6055 3.250 0.3957 0.11484 0.10837 -0.1335 0.7390 0.6440 3.500 0.3896 0.11542 0.10894 -0.1317 0.7320 0.6558 3.750 0.4040 0.11656 0.11004 -0.1311 0.7239 0.6718 4.000 0.4546 0.12078 0.11406 -0.1378 0.7186 0.6753 4.250 0.4513 0.12144 0.11472 -0.1374 0.7108 0.6747 4.500 0.4841 0.12393 0.11709 -0.1414 0.7015 0.6749 4.750 0.5343 0.12876 0.12178 -0.1469 0.6973 0.6785 5.000 0.5156 0.12783 0.12092 -0.1444 0.6863 0.6789 5.250 0.5622 0.13171 0.12468 -0.1493 0.6783 0.6833 5.500 0.5592 0.13243 0.12541 -0.1489 0.6667 0.6847 5.750 0.6224 0.13793 0.13074 -0.1557 0.6565 0.6896 6.000 0.6193 0.13773 0.13055 -0.1552 0.6406 0.6913 6.250 0.6296 0.13982 0.13265 -0.1561 0.6294 0.6947 6.500 0.6848 0.14420 0.13692 -0.1605 0.6172 0.7043 6.750 0.6733 0.14455 0.13731 -0.1597 0.6027 0.7066 7.000 0.6916 0.14764 0.14038 -0.1616 0.5922 0.7121 7.250 0.7476 0.15205 0.14466 -0.1654 0.5771 0.7225 7.500 0.7371 0.15259 0.14525 -0.1650 0.5610 0.7250 7.750 0.7405 0.15534 0.14801 -0.1659 0.5502 0.7297 8.000 0.7985 0.16018 0.15272 -0.1693 0.5379 0.7448 8.250 0.7696 0.16101 0.15364 -0.1689 0.5275 0.7451 8.500 0.8211 0.16597 0.15847 -0.1718 0.5182 0.7602