XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: DSMA-523A 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.750 -0.5195 0.11590 0.10784 -0.0009 1.0000 0.3695 -8.500 -0.4728 0.10934 0.10119 -0.0002 1.0000 0.3782 -8.250 -0.6982 0.07900 0.07107 -0.0327 1.0000 0.1815 -8.000 -0.6783 0.07501 0.06713 -0.0308 1.0000 0.1764 -7.750 -0.7374 0.06403 0.05552 -0.0390 1.0000 0.1622 -7.500 -0.7290 0.05949 0.05089 -0.0391 1.0000 0.1598 -7.250 -0.7221 0.05467 0.04578 -0.0403 1.0000 0.1571 -7.000 -0.7100 0.05016 0.04088 -0.0419 1.0000 0.1559 -6.750 -0.6923 0.04635 0.03665 -0.0433 1.0000 0.1573 -6.500 -0.6704 0.04291 0.03274 -0.0448 1.0000 0.1593 -6.250 -0.6451 0.03979 0.02914 -0.0460 1.0000 0.1610 -6.000 -0.6184 0.03708 0.02600 -0.0470 1.0000 0.1643 -5.750 -0.5956 0.03504 0.02404 -0.0464 1.0000 0.1704 -5.500 -0.5696 0.03323 0.02203 -0.0462 1.0000 0.1769 -5.250 -0.5433 0.03146 0.02001 -0.0459 1.0000 0.1842 -5.000 -0.5207 0.03012 0.01879 -0.0445 1.0000 0.1943 -4.750 -0.4980 0.02889 0.01752 -0.0427 1.0000 0.2052 -4.500 -0.4767 0.02794 0.01662 -0.0406 1.0000 0.2203 -4.250 -0.4575 0.02698 0.01587 -0.0379 1.0000 0.2392 -4.000 -0.4381 0.02590 0.01511 -0.0354 1.0000 0.2674 -3.750 -0.4170 0.02392 0.01416 -0.0342 1.0000 0.3499 -3.500 -0.4346 0.02524 0.01737 -0.0184 1.0000 0.5054 -3.250 -0.4242 0.02943 0.02137 -0.0089 1.0000 0.6617 -3.000 -0.4143 0.03122 0.02297 -0.0020 1.0000 0.7082 -2.750 -0.4102 0.03219 0.02386 0.0068 1.0000 0.7396 -2.500 -0.4027 0.03249 0.02406 0.0139 1.0000 0.7705 -2.250 -0.3930 0.03235 0.02382 0.0197 1.0000 0.8020 -2.000 -0.3817 0.03191 0.02327 0.0253 1.0000 0.8352 -1.750 -0.3615 0.03112 0.02234 0.0292 1.0000 0.8698 -1.500 -0.3238 0.03014 0.02119 0.0292 1.0000 0.9061 -1.250 -0.0377 0.02752 0.01784 -0.0171 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0275 0.02712 0.01744 -0.0152 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0174 0.02676 0.01709 -0.0132 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0073 0.02645 0.01679 -0.0112 1.0000 1.0000 -0.250 0.0026 0.02617 0.01654 -0.0090 1.0000 1.0000 0.000 0.0124 0.02591 0.01633 -0.0069 1.0000 1.0000 0.250 0.0220 0.02569 0.01615 -0.0046 1.0000 1.0000 0.500 0.0313 0.02550 0.01602 -0.0024 1.0000 1.0000 0.750 0.0403 0.02533 0.01592 0.0000 1.0000 1.0000 1.000 0.0489 0.02519 0.01585 0.0024 1.0000 1.0000 1.250 0.0570 0.02507 0.01582 0.0048 1.0000 1.0000 1.500 0.0647 0.02498 0.01582 0.0073 1.0000 1.0000 1.750 0.0718 0.02491 0.01586 0.0098 1.0000 1.0000 2.000 0.0782 0.02487 0.01593 0.0124 1.0000 1.0000 2.250 0.0840 0.02485 0.01605 0.0150 1.0000 1.0000 2.500 0.0890 0.02487 0.01620 0.0176 1.0000 1.0000 2.750 0.0932 0.02493 0.01641 0.0201 1.0000 1.0000 3.000 0.0967 0.02504 0.01668 0.0226 1.0000 1.0000 3.250 0.0996 0.02523 0.01704 0.0249 1.0000 1.0000 3.500 0.5648 0.02759 0.01636 -0.0387 0.2180 1.0000 3.750 0.5989 0.02893 0.01758 -0.0398 0.2044 1.0000 4.000 0.6239 0.02999 0.01878 -0.0392 0.1937 1.0000 4.250 0.6515 0.03174 0.02047 -0.0394 0.1868 1.0000 4.500 0.6715 0.03302 0.02215 -0.0377 0.1820 1.0000 4.750 0.6900 0.03441 0.02380 -0.0361 0.1763 1.0000 5.000 0.7084 0.03600 0.02551 -0.0345 0.1720 1.0000 5.250 0.7251 0.03793 0.02766 -0.0327 0.1700 1.0000 5.500 0.7394 0.04021 0.03012 -0.0307 0.1682 1.0000 5.750 0.7487 0.04247 0.03266 -0.0279 0.1667 1.0000 6.000 0.7539 0.04438 0.03498 -0.0243 0.1657 1.0000 6.250 0.7580 0.04659 0.03752 -0.0208 0.1654 1.0000 6.500 0.7627 0.04922 0.04038 -0.0177 0.1663 1.0000 6.750 0.7649 0.05161 0.04308 -0.0141 0.1683 1.0000 7.000 0.7354 0.05436 0.04669 -0.0067 0.1765 1.0000 7.250 0.7293 0.05778 0.05040 -0.0036 0.1814 1.0000 7.500 0.7363 0.06171 0.05444 -0.0024 0.1852 1.0000 7.750 0.6873 0.06982 0.06344 -0.0026 0.2203 1.0000 8.000 0.5556 0.09596 0.09009 -0.0393 0.4468 1.0000 8.250 0.5572 0.09874 0.09285 -0.0395 0.4261 1.0000 8.500 0.5562 0.10163 0.09571 -0.0401 0.4067 1.0000