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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -5.000 -0.3109 0.11677 0.10892 -0.0204 1.0000 0.1982 -4.750 -0.3315 0.11708 0.10934 -0.0193 1.0000 0.2023 -4.500 -0.3726 0.11925 0.11165 -0.0176 1.0000 0.2036 -4.250 -0.3273 0.11164 0.10407 -0.0160 1.0000 0.2080 -4.000 -0.3239 0.10946 0.10198 -0.0141 1.0000 0.2129 -3.750 -0.3383 0.10873 0.10135 -0.0122 1.0000 0.2179 -3.500 -0.3771 0.10996 0.10271 -0.0096 1.0000 0.2204 -3.250 -0.4006 0.10900 0.10185 -0.0083 1.0000 0.2221 -3.000 -0.3581 0.10318 0.09608 -0.0058 1.0000 0.2276 -2.750 -0.3652 0.10164 0.09464 -0.0033 1.0000 0.2325 -2.500 -0.3908 0.10128 0.09437 -0.0019 1.0000 0.2376 -2.250 -0.4128 0.09998 0.09314 -0.0028 1.0000 0.2410 -2.000 -0.3942 0.09620 0.08947 0.0016 1.0000 0.2455 -1.750 -0.3953 0.09428 0.08762 0.0034 1.0000 0.2526 -1.500 -0.4167 0.09320 0.08655 0.0004 1.0000 0.2605 -1.250 -0.4034 0.08982 0.08331 0.0054 1.0000 0.2658 -1.000 -0.4173 0.08955 0.08297 0.0007 1.0000 0.2798 -0.750 -0.4067 0.08543 0.07904 0.0067 1.0000 0.2841 -0.500 -0.4053 0.08385 0.07749 0.0071 1.0000 0.2975 -0.250 -0.4024 0.08092 0.07466 0.0091 1.0000 0.3055 0.000 -0.4007 0.07925 0.07299 0.0077 1.0000 0.3235 0.250 -0.3942 0.07652 0.07042 0.0125 1.0000 0.3312 0.750 -0.3874 0.07233 0.06637 0.0151 1.0000 0.3721 1.000 -0.3842 0.07036 0.06451 0.0182 1.0000 0.3964 1.250 0.0899 0.05817 0.05299 -0.0054 1.0000 1.0000 1.500 0.0903 0.05734 0.05230 -0.0039 1.0000 1.0000 1.750 0.0905 0.05653 0.05163 -0.0024 1.0000 1.0000 2.000 0.0906 0.05572 0.05098 -0.0010 1.0000 1.0000 2.250 -0.0664 0.05906 0.05437 0.0314 1.0000 0.9311 2.500 -0.0724 0.05804 0.05347 0.0338 1.0000 0.9317 2.750 -0.1173 0.05740 0.05291 0.0413 0.9941 0.8951 3.000 0.0213 0.05192 0.04757 0.0144 0.9279 0.8792 3.750 0.1867 0.04055 0.03403 -0.0505 0.8120 0.3682 4.000 0.2623 0.03419 0.02732 -0.0496 0.6749 0.3120 4.250 0.3153 0.03458 0.02441 -0.0502 0.2536 0.2898 4.500 0.3358 0.03520 0.02444 -0.0485 0.2374 0.2776 4.750 0.3575 0.03486 0.02396 -0.0470 0.2270 0.2709 5.000 0.3868 0.03560 0.02409 -0.0462 0.2189 0.2593 5.250 0.4195 0.03512 0.02357 -0.0462 0.2119 0.2552 5.500 0.4636 0.03515 0.02331 -0.0479 0.2043 0.2525 5.750 0.5226 0.03536 0.02320 -0.0518 0.1985 0.2516 6.000 0.5758 0.03563 0.02331 -0.0545 0.1954 0.2498 6.250 0.6271 0.03622 0.02373 -0.0571 0.1932 0.2489 6.500 0.6721 0.03699 0.02442 -0.0587 0.1914 0.2503 6.750 0.7106 0.03790 0.02529 -0.0594 0.1894 0.2547 7.000 0.7453 0.03898 0.02633 -0.0596 0.1874 0.2588 7.250 0.7768 0.04002 0.02750 -0.0593 0.1862 0.2630 7.500 0.8047 0.04115 0.02884 -0.0584 0.1865 0.2682 7.750 0.8290 0.04241 0.03039 -0.0569 0.1877 0.2745 8.000 0.8512 0.04385 0.03218 -0.0552 0.1895 0.2827 8.250 0.8714 0.04547 0.03415 -0.0534 0.1912 0.2965 8.500 0.8896 0.04716 0.03625 -0.0515 0.1926 0.3178 8.750 0.9187 0.04815 0.03907 -0.0518 0.1941 1.0000 9.000 0.9337 0.05064 0.04161 -0.0494 0.1961 1.0000 9.250 0.9499 0.05351 0.04443 -0.0474 0.1986 1.0000 9.500 0.9592 0.05599 0.04710 -0.0445 0.2033 1.0000 9.750 0.9450 0.05964 0.05137 -0.0399 0.2129 1.0000 10.000 0.9671 0.06392 0.05544 -0.0395 0.2185 1.0000 10.250 0.9204 0.06841 0.06082 -0.0339 0.2345 1.0000 10.500 0.8620 0.07498 0.06801 -0.0304 0.2540 1.0000 10.750 0.5042 0.11535 0.10744 -0.0619 0.4965 0.2535