XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: dh4009sm 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.250 -0.4771 0.12782 0.12098 0.0003 1.0000 0.2496 -11.000 -0.4750 0.12472 0.11791 0.0005 1.0000 0.2637 -10.750 -0.6273 0.13233 0.12507 0.0127 1.0000 0.2342 -3.250 -0.1394 0.02259 0.01250 -0.0224 1.0000 1.0000 -3.000 -0.1220 0.02202 0.01164 -0.0217 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1051 0.02150 0.01084 -0.0210 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0885 0.02100 0.01018 -0.0202 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0723 0.02055 0.00958 -0.0192 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0566 0.02013 0.00906 -0.0182 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0415 0.01975 0.00859 -0.0169 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0272 0.01941 0.00819 -0.0155 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0138 0.01909 0.00781 -0.0139 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0017 0.01882 0.00752 -0.0121 1.0000 1.0000 -0.750 0.0091 0.01858 0.00728 -0.0100 1.0000 1.0000 -0.500 0.0182 0.01837 0.00710 -0.0076 1.0000 1.0000 -0.250 0.0250 0.01822 0.00698 -0.0048 1.0000 1.0000 0.000 0.0285 0.01811 0.00691 -0.0015 1.0000 1.0000 0.250 0.0284 0.01805 0.00689 0.0024 1.0000 1.0000 0.500 0.0262 0.01803 0.00689 0.0066 1.0000 1.0000 0.750 0.0249 0.01806 0.00691 0.0107 1.0000 1.0000 1.000 0.0271 0.01814 0.00697 0.0142 1.0000 1.0000 1.250 0.0335 0.01828 0.00709 0.0169 1.0000 1.0000 1.500 0.0440 0.01848 0.00729 0.0188 1.0000 1.0000 1.750 0.0571 0.01873 0.00756 0.0203 1.0000 1.0000 2.000 0.0720 0.01903 0.00790 0.0215 1.0000 1.0000 2.250 0.0880 0.01939 0.00835 0.0223 1.0000 1.0000 2.500 0.1047 0.01979 0.00883 0.0230 1.0000 1.0000 2.750 0.1218 0.02024 0.00938 0.0236 1.0000 1.0000 3.000 0.1392 0.02074 0.01001 0.0240 1.0000 1.0000 3.250 0.1566 0.02130 0.01073 0.0243 1.0000 1.0000 3.500 0.1740 0.02193 0.01153 0.0244 1.0000 1.0000 3.750 0.1911 0.02264 0.01250 0.0245 1.0000 1.0000 4.000 0.2079 0.02343 0.01352 0.0245 1.0000 1.0000 4.250 0.4861 0.02500 0.01315 0.0001 0.1347 1.0000 4.500 0.5189 0.02692 0.01508 0.0002 0.1215 1.0000 4.750 0.5505 0.02921 0.01732 0.0001 0.1112 1.0000 5.000 0.5795 0.03145 0.01992 0.0009 0.1098 1.0000 5.250 0.6055 0.03403 0.02293 0.0021 0.1103 1.0000 5.500 0.6299 0.03723 0.02638 0.0032 0.1120 1.0000 5.750 0.6481 0.03928 0.02931 0.0061 0.1169 1.0000 6.000 0.6643 0.04233 0.03288 0.0083 0.1196 1.0000 6.250 0.6793 0.04570 0.03664 0.0103 0.1225 1.0000 6.500 0.6919 0.04938 0.04099 0.0126 0.1335 1.0000 6.750 0.7056 0.05403 0.04623 0.0140 0.1554 1.0000 7.000 0.7080 0.06083 0.05388 0.0132 0.2037 1.0000