XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: DAE-31 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 -0.3439 0.14118 0.13532 -0.0191 1.0000 0.1237 -8.000 -0.3622 0.14215 0.13638 -0.0184 1.0000 0.1243 -7.750 -0.3838 0.14331 0.13763 -0.0173 1.0000 0.1247 -7.500 -0.3453 0.13318 0.12746 -0.0153 1.0000 0.1291 -7.250 -0.3472 0.13123 0.12555 -0.0139 1.0000 0.1320 -7.000 -0.3539 0.12989 0.12427 -0.0127 1.0000 0.1350 -6.750 -0.3661 0.12930 0.12376 -0.0114 1.0000 0.1375 -6.500 -0.3857 0.12963 0.12417 -0.0099 1.0000 0.1391 -6.250 -0.4075 0.13035 0.12498 -0.0095 1.0000 0.1400 -6.000 -0.4232 0.13115 0.12586 -0.0135 1.0000 0.1407 -5.750 -0.4009 0.12284 0.11756 -0.0058 1.0000 0.1445 -5.500 -0.4009 0.12047 0.11523 -0.0043 1.0000 0.1481 -5.250 -0.4060 0.11876 0.11357 -0.0039 1.0000 0.1521 -5.000 -0.4142 0.11813 0.11299 -0.0067 1.0000 0.1562 -4.750 -0.4159 0.11683 0.11173 -0.0129 1.0000 0.1586 -4.500 -0.4133 0.11221 0.10716 -0.0062 1.0000 0.1616 -4.250 -0.4106 0.10964 0.10461 -0.0045 1.0000 0.1665 -4.000 -0.3952 0.10989 0.10480 -0.0200 1.0000 0.1764 -3.750 -0.4005 0.10491 0.09992 -0.0115 1.0000 0.1788 -3.500 -0.3983 0.10208 0.09714 -0.0078 1.0000 0.1847 -3.250 -0.3787 0.10011 0.09510 -0.0179 1.0000 0.1966 -3.000 -0.3803 0.09683 0.09190 -0.0122 1.0000 0.2011 -2.750 -0.3575 0.09469 0.08970 -0.0205 1.0000 0.2163 -2.500 -0.3580 0.09162 0.08669 -0.0155 1.0000 0.2213 -2.250 -0.3366 0.08918 0.08421 -0.0213 1.0000 0.2372 -2.000 -0.3148 0.08713 0.08210 -0.0259 1.0000 0.2555 -1.750 -0.3153 0.08410 0.07917 -0.0209 1.0000 0.2619 -1.500 -0.2832 0.08294 0.07788 -0.0287 1.0000 0.2934 -1.250 -0.2832 0.07957 0.07463 -0.0242 1.0000 0.3003 -1.000 -0.2694 0.07750 0.07258 -0.0244 1.0000 0.3228 -0.500 -0.2442 0.07370 0.06884 -0.0235 1.0000 0.3848 0.500 -0.2397 0.06624 0.06173 -0.0044 1.0000 0.5863 0.750 -0.2407 0.06393 0.05951 0.0012 1.0000 0.6278 1.000 -0.2330 0.06186 0.05749 0.0042 1.0000 0.6665 1.250 -0.1997 0.06053 0.05612 -0.0001 0.9977 0.6970 1.500 0.1841 0.05913 0.05014 -0.0960 0.9853 0.1523 1.750 0.2245 0.05986 0.05034 -0.0992 0.9759 0.1566 2.000 0.2621 0.06062 0.05084 -0.1022 0.9666 0.1625 2.250 0.3058 0.06231 0.05215 -0.1058 0.9572 0.1774 2.500 0.3439 0.06350 0.05322 -0.1086 0.9444 0.2024 2.750 0.3751 0.06439 0.05415 -0.1104 0.9314 0.2464 3.000 0.4063 0.06308 0.05473 -0.1112 0.9211 1.0000 3.250 0.4374 0.06555 0.05653 -0.1130 0.9088 1.0000 3.500 0.4734 0.06841 0.05900 -0.1157 0.8942 1.0000 3.750 0.4966 0.07011 0.06049 -0.1166 0.8783 1.0000 4.000 0.5113 0.07149 0.06173 -0.1162 0.8635 1.0000 4.250 0.5287 0.07337 0.06347 -0.1164 0.8505 1.0000 4.500 0.5608 0.07630 0.06622 -0.1186 0.8394 1.0000 4.750 0.5941 0.07884 0.06861 -0.1205 0.8223 1.0000 5.000 0.5984 0.07973 0.06947 -0.1190 0.8083 1.0000 5.250 0.6119 0.08175 0.07144 -0.1188 0.7968 1.0000 5.500 0.6385 0.08417 0.07377 -0.1199 0.7826 1.0000 5.750 0.6591 0.08582 0.07537 -0.1200 0.7631 1.0000 6.000 0.7602 0.08168 0.07092 -0.1211 0.6799 1.0000 6.250 0.7978 0.08265 0.07185 -0.1220 0.6662 1.0000 6.500 0.7928 0.08496 0.07420 -0.1204 0.6542 1.0000 6.750 0.8090 0.08663 0.07588 -0.1200 0.6409 1.0000 7.000 0.8325 0.08809 0.07734 -0.1199 0.6281 1.0000 7.250 0.8716 0.08876 0.07800 -0.1205 0.6154 1.0000 7.500 0.8719 0.09124 0.08054 -0.1195 0.6028 1.0000 7.750 0.8801 0.09348 0.08284 -0.1188 0.5902 1.0000 8.000 0.9015 0.09499 0.08438 -0.1185 0.5775 1.0000 8.250 0.9481 0.09481 0.08424 -0.1188 0.5658 1.0000 8.500 0.9367 0.09844 0.08793 -0.1178 0.5526 1.0000 8.750 0.9419 0.10117 0.09072 -0.1173 0.5406 1.0000 9.000 0.9669 0.10234 0.09198 -0.1169 0.5282 1.0000 9.250 0.9942 0.10320 0.09291 -0.1164 0.5162 1.0000 9.500 0.9824 0.10757 0.09734 -0.1161 0.5040 1.0000 9.750 0.9963 0.10971 0.09956 -0.1156 0.4921 1.0000 10.000 1.0459 0.10823 0.09820 -0.1146 0.4804 1.0000 10.250 1.0178 0.11464 0.10464 -0.1149 0.4684 1.0000 10.500 1.0240 0.11774 0.10785 -0.1147 0.4576 1.0000 10.750 1.0643 0.11691 0.10712 -0.1135 0.4453 1.0000 11.000 1.0372 0.12384 0.11412 -0.1145 0.4355 1.0000 11.250 1.0496 0.12632 0.11669 -0.1142 0.4245 1.0000 11.500 1.0986 0.12414 0.11466 -0.1122 0.4121 1.0000 11.750 1.0523 0.13406 0.12460 -0.1150 0.4054 1.0000 12.000 1.0816 0.13448 0.12515 -0.1138 0.3933 1.0000 12.250 1.0576 0.14181 0.13253 -0.1161 0.3879 1.0000 12.500 1.0832 0.14280 0.13363 -0.1150 0.3760 1.0000 12.750 1.0638 0.14977 0.14066 -0.1176 0.3727 1.0000 13.000 1.0574 0.15508 0.14604 -0.1193 0.3692 1.0000 13.250 1.0388 0.16351 0.15454 -0.1236 0.3840 1.0000 13.500 1.0549 0.16746 0.15860 -0.1243 0.3800 1.0000