XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: Cambered plate C=6% T=5% R=2.11 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -6.500 -0.2896 0.07437 0.07209 -0.0822 0.9719 0.0456 -6.000 -0.2557 0.06957 0.06729 -0.0880 0.9626 0.0459 -5.000 -0.3731 0.01564 0.01096 -0.1226 0.9181 0.0578 -4.750 -0.3488 0.01538 0.01070 -0.1218 0.9125 0.0580 -4.500 -0.3217 0.01516 0.01044 -0.1215 0.9048 0.0581 -4.250 -0.2958 0.01490 0.01015 -0.1209 0.8967 0.0582 -4.000 -0.2699 0.01469 0.00989 -0.1203 0.8871 0.0584 -3.750 -0.2441 0.01445 0.00961 -0.1197 0.8777 0.0585 -3.500 -0.2186 0.01422 0.00932 -0.1190 0.8662 0.0586 -3.250 -0.1931 0.01397 0.00903 -0.1184 0.8578 0.0588 -3.000 -0.1680 0.01374 0.00873 -0.1176 0.8457 0.0590 -2.750 -0.1433 0.01353 0.00845 -0.1166 0.8306 0.0592 -2.500 -0.1194 0.01327 0.00809 -0.1156 0.8131 0.0594 -2.250 -0.0965 0.01302 0.00772 -0.1143 0.7906 0.0597 -2.000 -0.0752 0.01284 0.00737 -0.1126 0.7605 0.0600 -1.750 -0.0567 0.01274 0.00703 -0.1103 0.7112 0.0603 -1.500 -0.0427 0.01286 0.00677 -0.1072 0.6279 0.0607 -1.250 -0.0554 0.01471 0.00707 -0.0993 0.1857 0.0609 -0.750 -0.0112 0.01455 0.00645 -0.0965 0.0664 0.0616 -0.500 0.0140 0.01434 0.00616 -0.0956 0.0634 0.0619 -0.250 0.0392 0.01418 0.00593 -0.0947 0.0614 0.0621 0.000 0.0643 0.01400 0.00569 -0.0938 0.0598 0.0623 0.250 0.0892 0.01378 0.00544 -0.0928 0.0589 0.0626 0.500 0.1145 0.01366 0.00531 -0.0919 0.0580 0.0628 0.750 0.1398 0.01357 0.00520 -0.0910 0.0573 0.0630 1.000 0.1651 0.01350 0.00512 -0.0900 0.0566 0.0632 1.250 0.1904 0.01346 0.00506 -0.0891 0.0560 0.0635 1.500 0.2155 0.01341 0.00500 -0.0881 0.0555 0.0637 1.750 0.2405 0.01340 0.00496 -0.0870 0.0550 0.0640 2.000 0.2653 0.01338 0.00493 -0.0860 0.0545 0.0644 2.250 0.2897 0.01338 0.00491 -0.0848 0.0539 0.0647 2.500 0.3144 0.01335 0.00485 -0.0837 0.0537 0.0650 2.750 0.3389 0.01331 0.00480 -0.0825 0.0535 0.0654 3.000 0.3634 0.01328 0.00475 -0.0813 0.0532 0.0657 3.250 0.3876 0.01328 0.00474 -0.0801 0.0530 0.0660 3.500 0.4118 0.01327 0.00472 -0.0788 0.0527 0.0663 3.750 0.4359 0.01328 0.00472 -0.0776 0.0523 0.0665 4.000 0.4598 0.01331 0.00473 -0.0762 0.0519 0.0667 4.250 0.4835 0.01335 0.00477 -0.0749 0.0516 0.0669 4.500 0.5069 0.01338 0.00479 -0.0735 0.0513 0.0671 4.750 0.5297 0.01337 0.00479 -0.0720 0.0511 0.0675 5.000 0.5527 0.01343 0.00486 -0.0704 0.0508 0.0679 5.250 0.5756 0.01351 0.00495 -0.0689 0.0506 0.0682 5.500 0.5981 0.01361 0.00505 -0.0673 0.0503 0.0685 5.750 0.6202 0.01371 0.00516 -0.0657 0.0501 0.0688 6.000 0.6416 0.01382 0.00527 -0.0639 0.0499 0.0691 6.250 0.6621 0.01393 0.00539 -0.0618 0.0497 0.0694 6.500 0.6818 0.01407 0.00553 -0.0597 0.0494 0.0697 6.750 0.7011 0.01425 0.00572 -0.0575 0.0492 0.0701 7.000 0.7193 0.01451 0.00598 -0.0551 0.0488 0.0704 7.250 0.7399 0.01465 0.00613 -0.0531 0.0487 0.0707 7.500 0.7603 0.01483 0.00632 -0.0512 0.0485 0.0711 7.750 0.7809 0.01502 0.00652 -0.0492 0.0484 0.0715 8.000 0.8014 0.01524 0.00675 -0.0473 0.0483 0.0718 8.250 0.8219 0.01545 0.00698 -0.0454 0.0481 0.0720 8.500 0.8418 0.01567 0.00722 -0.0434 0.0480 0.0724 8.750 0.8620 0.01590 0.00747 -0.0414 0.0478 0.0729 9.000 0.8819 0.01617 0.00776 -0.0394 0.0476 0.0732 9.250 0.9020 0.01642 0.00804 -0.0375 0.0474 0.0737 9.500 0.9218 0.01671 0.00835 -0.0355 0.0473 0.0742 9.750 0.9415 0.01700 0.00867 -0.0335 0.0471 0.0748 10.000 0.9614 0.01728 0.00897 -0.0316 0.0468 0.0753 10.250 0.9811 0.01760 0.00931 -0.0297 0.0467 0.0759 10.500 1.0005 0.01793 0.00966 -0.0277 0.0465 0.0766 10.750 1.0200 0.01823 0.00998 -0.0258 0.0463 0.0773 11.000 1.0392 0.01855 0.01033 -0.0238 0.0461 0.0782 11.250 1.0585 0.01888 0.01068 -0.0219 0.0459 0.0792 11.500 1.0776 0.01920 0.01102 -0.0200 0.0457 0.0813 11.750 1.0963 0.01952 0.01137 -0.0180 0.0455 0.0833 12.000 1.1148 0.01988 0.01176 -0.0160 0.0453 0.0863 12.500 1.1512 0.02065 0.01260 -0.0120 0.0450 0.1081 13.000 1.2457 0.02074 0.01438 -0.0205 0.0445 1.0000 13.250 1.2634 0.02137 0.01502 -0.0186 0.0443 1.0000 13.500 1.2808 0.02210 0.01576 -0.0167 0.0441 1.0000 13.750 1.2985 0.02261 0.01630 -0.0148 0.0440 1.0000 14.000 1.3161 0.02315 0.01687 -0.0129 0.0439 1.0000 14.250 1.3332 0.02372 0.01747 -0.0110 0.0438 1.0000 14.500 1.3500 0.02429 0.01807 -0.0091 0.0437 1.0000 14.750 1.3665 0.02492 0.01874 -0.0072 0.0436 1.0000 15.000 1.3825 0.02556 0.01943 -0.0053 0.0434 1.0000 15.250 1.3980 0.02624 0.02015 -0.0034 0.0432 1.0000 15.500 1.4133 0.02692 0.02088 -0.0015 0.0431 1.0000 15.750 1.4281 0.02764 0.02163 0.0004 0.0429 1.0000 16.000 1.4423 0.02840 0.02244 0.0023 0.0427 1.0000 16.250 1.4561 0.02922 0.02331 0.0042 0.0425 1.0000 16.500 1.4692 0.03010 0.02424 0.0061 0.0423 1.0000 16.750 1.4819 0.03098 0.02518 0.0080 0.0422 1.0000 17.000 1.4942 0.03191 0.02615 0.0099 0.0420 1.0000 17.250 1.5055 0.03293 0.02723 0.0117 0.0419 1.0000 17.500 1.5167 0.03397 0.02833 0.0135 0.0417 1.0000 17.750 1.5270 0.03505 0.02946 0.0153 0.0416 1.0000 18.000 1.5373 0.03614 0.03059 0.0170 0.0414 1.0000 18.250 1.5466 0.03734 0.03185 0.0187 0.0413 1.0000 18.500 1.5558 0.03857 0.03314 0.0203 0.0412 1.0000 18.750 1.5638 0.03990 0.03453 0.0218 0.0411 1.0000 19.000 1.5718 0.04128 0.03596 0.0233 0.0410 1.0000 19.250 1.5787 0.04280 0.03753 0.0246 0.0409 1.0000 19.500 1.5854 0.04437 0.03916 0.0259 0.0408 1.0000 19.750 1.5919 0.04597 0.04082 0.0271 0.0407 1.0000 20.000 1.5970 0.04777 0.04268 0.0281 0.0406 1.0000 20.250 1.6027 0.04956 0.04452 0.0291 0.0405 1.0000 20.500 1.6071 0.05153 0.04656 0.0299 0.0404 1.0000 20.750 1.6113 0.05359 0.04867 0.0305 0.0403 1.0000 21.000 1.6139 0.05587 0.05102 0.0311 0.0402 1.0000 21.250 1.6164 0.05820 0.05341 0.0314 0.0401 1.0000 21.500 1.6167 0.06088 0.05616 0.0316 0.0400 1.0000 21.750 1.6152 0.06384 0.05920 0.0316 0.0399 1.0000 22.000 1.6106 0.06725 0.06270 0.0313 0.0398 1.0000 22.250 1.6051 0.07091 0.06648 0.0306 0.0397 1.0000 22.500 1.5970 0.07502 0.07072 0.0296 0.0396 1.0000 22.750 1.5876 0.07946 0.07529 0.0282 0.0395 1.0000 23.000 1.5745 0.08457 0.08055 0.0263 0.0394 1.0000