XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: Marsden 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -13.500 0.4046 0.13274 0.12351 -0.1391 0.4853 0.0947 -13.250 0.4138 0.13081 0.12160 -0.1400 0.4850 0.0960 -13.000 0.4211 0.12886 0.11968 -0.1410 0.4846 0.0974 -12.750 0.4222 0.12696 0.11780 -0.1425 0.4844 0.0992 -11.250 0.4403 0.10868 0.09967 -0.1495 0.4825 0.0745 -11.000 0.4497 0.10685 0.09791 -0.1497 0.4820 0.0738 -10.750 0.4557 0.10469 0.09581 -0.1501 0.4816 0.0729 -10.500 0.4588 0.10220 0.09339 -0.1507 0.4811 0.0721 -10.250 0.4590 0.09936 0.09061 -0.1515 0.4808 0.0712 -10.000 0.4547 0.09590 0.08721 -0.1526 0.4806 0.0702 -9.750 0.3099 0.06941 0.06044 -0.1689 0.4815 0.0678 -9.500 0.2613 0.06334 0.05423 -0.1716 0.4815 0.0676 -9.250 0.2274 0.05989 0.05068 -0.1713 0.4813 0.0676 -9.000 0.1987 0.05770 0.04840 -0.1693 0.4811 0.0676 -8.750 0.1716 0.05655 0.04721 -0.1656 0.4808 0.0676 -8.500 0.1456 0.05578 0.04640 -0.1614 0.4805 0.0676 -8.250 0.1255 0.05492 0.04547 -0.1582 0.4801 0.0677 -8.000 0.1106 0.05422 0.04468 -0.1550 0.4797 0.0678 -7.750 0.0987 0.05370 0.04409 -0.1516 0.4792 0.0679 -7.500 0.0888 0.05341 0.04379 -0.1479 0.4786 0.0681 -7.250 0.0784 0.05340 0.04383 -0.1437 0.4777 0.0682 -7.000 0.0641 0.05359 0.04406 -0.1389 0.4765 0.0683 -6.750 0.0436 0.05409 0.04463 -0.1333 0.4752 0.0684 -6.500 0.0001 0.05537 0.04602 -0.1247 0.4740 0.0683 -6.250 -0.0882 0.05956 0.05056 -0.1120 0.4716 0.0678 -6.000 -0.1285 0.06277 0.05390 -0.1073 0.4686 0.0677 -5.750 -0.1319 0.06382 0.05484 -0.1066 0.4667 0.0679 -5.500 -0.1278 0.06472 0.05564 -0.1066 0.4653 0.0681 -5.250 -0.1148 0.06512 0.05599 -0.1067 0.4643 0.0684 -5.000 -0.0964 0.06523 0.05604 -0.1070 0.4635 0.0689 -4.750 -0.0745 0.06518 0.05591 -0.1074 0.4629 0.0694 -4.500 -0.1780 0.07578 0.06675 -0.1050 0.4544 0.0685 -4.250 -0.1752 0.07736 0.06831 -0.1052 0.4523 0.0688 -4.000 -0.1665 0.07854 0.06947 -0.1055 0.4507 0.0691 -3.750 -0.1539 0.07950 0.07040 -0.1059 0.4492 0.0695 -3.500 -0.1363 0.08011 0.07096 -0.1064 0.4477 0.0701 -3.250 -0.1149 0.08049 0.07127 -0.1069 0.4462 0.0707 -3.000 -0.0914 0.08078 0.07148 -0.1074 0.4450 0.0714 -2.750 -0.0669 0.08107 0.07169 -0.1079 0.4440 0.0722 -2.500 -0.0425 0.08147 0.07201 -0.1083 0.4432 0.0731 -2.250 -0.0167 0.08191 0.07234 -0.1087 0.4425 0.0743 -2.000 0.0089 0.08240 0.07280 -0.1092 0.4419 0.0756 -1.750 -0.0143 0.08650 0.07698 -0.1091 0.4385 0.0756 -1.500 -0.0235 0.08917 0.07973 -0.1091 0.4345 0.0759 -1.250 -0.0125 0.09065 0.08127 -0.1095 0.4324 0.0770 -1.000 0.0017 0.09203 0.08269 -0.1099 0.4309 0.0782 -0.750 0.0183 0.09330 0.08397 -0.1103 0.4296 0.0795 -0.500 0.0367 0.09448 0.08514 -0.1108 0.4284 0.0809 -0.250 0.0585 0.09546 0.08608 -0.1113 0.4271 0.0822 0.250 0.1128 0.09699 0.08770 -0.1130 0.4250 0.0857 0.750 0.1316 0.10089 0.09167 -0.1142 0.4203 0.0888 1.000 0.1336 0.10321 0.09402 -0.1147 0.4176 0.0901 1.250 0.1485 0.10482 0.09568 -0.1156 0.4149 0.0923 1.500 0.1693 0.10615 0.09707 -0.1166 0.4128 0.0959 1.750 0.1922 0.10745 0.09839 -0.1176 0.4113 0.1010 2.000 0.2173 0.10875 0.09975 -0.1189 0.4101 0.1078 2.250 0.2449 0.11003 0.10111 -0.1204 0.4092 0.1181 2.500 0.2766 0.11129 0.10250 -0.1223 0.4083 0.1380 2.750 0.3173 0.11275 0.10440 -0.1262 0.4077 0.2103 3.250 0.3295 0.11908 0.11160 -0.1330 0.3982 0.3595 3.500 0.3334 0.11994 0.11344 -0.1292 0.3968 0.5261 3.750 0.3471 0.12112 0.11465 -0.1275 0.3956 0.5895 4.000 0.3692 0.12247 0.11591 -0.1274 0.3945 0.6225 4.250 0.3717 0.12505 0.11848 -0.1279 0.3903 0.6376 4.500 0.3807 0.12733 0.12073 -0.1283 0.3869 0.6574 4.750 0.3797 0.12829 0.12173 -0.1241 0.3850 0.6728 5.000 0.3828 0.12918 0.12263 -0.1203 0.3834 0.6915 5.250 0.3890 0.12997 0.12340 -0.1168 0.3821 0.7102 5.500 0.4024 0.13080 0.12417 -0.1144 0.3811 0.7277 5.750 0.4092 0.13092 0.12426 -0.1102 0.3801 0.7372