XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: MARSKE PIONEER IA AIRFOIL (NACA 23112/43012A HYB 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.000 -0.5537 0.09167 0.08793 -0.0118 1.0000 0.0211 -10.750 -0.5726 0.08252 0.07882 -0.0183 1.0000 0.0212 -10.250 -0.6295 0.06656 0.06269 -0.0283 1.0000 0.0209 -10.000 -0.6578 0.06164 0.05764 -0.0271 1.0000 0.0210 -9.750 -0.6869 0.05705 0.05286 -0.0233 1.0000 0.0211 -9.500 -0.7210 0.04986 0.04524 -0.0188 1.0000 0.0215 -9.250 -0.7427 0.04360 0.03850 -0.0140 1.0000 0.0220 -9.000 -0.7333 0.04230 0.03710 -0.0119 1.0000 0.0223 -8.750 -0.7267 0.04019 0.03482 -0.0094 1.0000 0.0225 -8.500 -0.7175 0.03841 0.03289 -0.0070 1.0000 0.0230 -8.250 -0.7108 0.03579 0.02999 -0.0040 1.0000 0.0236 -8.000 -0.7051 0.03256 0.02633 -0.0007 1.0000 0.0246 -7.750 -0.6974 0.02945 0.02269 0.0027 1.0000 0.0260 -7.500 -0.6804 0.02860 0.02178 0.0045 1.0000 0.0266 -7.250 -0.6631 0.02767 0.02077 0.0063 1.0000 0.0273 -7.000 -0.6463 0.02627 0.01919 0.0084 1.0000 0.0281 -6.750 -0.6290 0.02461 0.01721 0.0105 1.0000 0.0294 -6.500 -0.6107 0.02341 0.01581 0.0124 1.0000 0.0306 -6.250 -0.5869 0.02281 0.01523 0.0130 0.9975 0.0316 -6.000 -0.5470 0.02174 0.01404 0.0105 0.9828 0.0330 -5.750 -0.5059 0.02049 0.01253 0.0080 0.9649 0.0349 -5.500 -0.4639 0.01955 0.01158 0.0051 0.9382 0.0366 -5.250 -0.4161 0.01867 0.01060 0.0013 0.8962 0.0385 -5.000 -0.3737 0.01788 0.00959 -0.0012 0.8441 0.0405 -4.750 -0.3436 0.01724 0.00880 -0.0013 0.8057 0.0421 -4.500 -0.3181 0.01678 0.00825 -0.0006 0.7769 0.0436 -4.250 -0.2939 0.01636 0.00772 0.0004 0.7536 0.0450 -4.000 -0.2700 0.01602 0.00726 0.0015 0.7333 0.0469 -3.750 -0.2463 0.01569 0.00680 0.0027 0.7149 0.0487 -3.500 -0.2243 0.01523 0.00631 0.0040 0.6961 0.0503 -3.250 -0.2015 0.01490 0.00593 0.0053 0.6772 0.0520 -3.000 -0.1784 0.01463 0.00559 0.0064 0.6561 0.0546 -2.750 -0.1551 0.01440 0.00526 0.0076 0.6318 0.0570 -2.500 -0.1333 0.01408 0.00488 0.0091 0.6021 0.0600 -2.250 -0.1108 0.01391 0.00456 0.0104 0.5661 0.0634 -2.000 -0.0883 0.01381 0.00427 0.0117 0.5277 0.0680 -1.750 -0.0661 0.01371 0.00402 0.0130 0.4889 0.0761 -1.500 -0.0440 0.01363 0.00382 0.0143 0.4501 0.0911 -1.000 -0.0340 0.01105 0.00333 0.0229 0.3956 0.6462 -0.750 -0.0069 0.01103 0.00375 0.0242 0.3652 0.8104 -0.500 0.0210 0.01133 0.00395 0.0250 0.3427 0.8523 -0.250 0.0557 0.01174 0.00425 0.0244 0.3233 0.8813 0.000 0.0862 0.01217 0.00454 0.0247 0.3085 0.9046 0.250 0.1278 0.01270 0.00492 0.0227 0.2948 0.9193 0.500 0.1675 0.01302 0.00510 0.0207 0.2843 0.9256 1.000 0.2274 0.01339 0.00526 0.0202 0.2700 0.9367 1.250 0.2639 0.01358 0.00535 0.0185 0.2632 0.9387 1.500 0.2971 0.01378 0.00543 0.0174 0.2574 0.9412 1.750 0.3279 0.01390 0.00551 0.0168 0.2517 0.9445 2.000 0.3511 0.01403 0.00558 0.0178 0.2467 0.9500 2.250 0.3845 0.01424 0.00568 0.0166 0.2418 0.9518 2.500 0.4171 0.01438 0.00579 0.0156 0.2377 0.9540 2.750 0.4476 0.01453 0.00592 0.0150 0.2335 0.9569 3.000 0.4736 0.01469 0.00604 0.0153 0.2298 0.9612 3.250 0.5041 0.01490 0.00618 0.0147 0.2263 0.9637 3.500 0.5358 0.01510 0.00634 0.0138 0.2227 0.9659 3.750 0.5662 0.01526 0.00651 0.0132 0.2190 0.9686 4.000 0.5940 0.01544 0.00669 0.0131 0.2155 0.9723 4.250 0.6239 0.01564 0.00686 0.0125 0.2124 0.9749 4.500 0.6549 0.01589 0.00706 0.0116 0.2096 0.9771 4.750 0.6847 0.01614 0.00731 0.0110 0.2071 0.9797 5.000 0.7135 0.01636 0.00757 0.0107 0.2044 0.9829 5.250 0.7441 0.01658 0.00782 0.0099 0.2014 0.9854 5.500 0.7753 0.01679 0.00804 0.0090 0.1982 0.9877 5.750 0.8052 0.01704 0.00829 0.0083 0.1957 0.9902 6.000 0.8340 0.01738 0.00859 0.0078 0.1934 0.9929 6.250 0.8646 0.01766 0.00893 0.0069 0.1909 0.9952 6.500 0.8957 0.01791 0.00926 0.0059 0.1881 0.9977 6.750 0.9265 0.01818 0.00959 0.0050 0.1851 1.0000 7.000 0.9456 0.01844 0.00989 0.0064 0.1828 1.0000 7.250 0.9642 0.01872 0.01018 0.0079 0.1806 1.0000 7.500 0.9824 0.01907 0.01053 0.0095 0.1788 1.0000 7.750 1.0006 0.01946 0.01095 0.0110 0.1770 1.0000 8.000 1.0188 0.01979 0.01139 0.0126 0.1749 1.0000 8.250 1.0366 0.02012 0.01182 0.0143 0.1726 1.0000 8.500 1.0542 0.02047 0.01224 0.0159 0.1703 1.0000 8.750 1.0717 0.02082 0.01264 0.0176 0.1683 1.0000 9.000 1.0890 0.02118 0.01304 0.0192 0.1664 1.0000 9.250 1.1063 0.02160 0.01348 0.0208 0.1647 1.0000 9.500 1.1236 0.02211 0.01399 0.0224 0.1629 1.0000 9.750 1.1402 0.02255 0.01459 0.0241 0.1610 1.0000 10.000 1.1567 0.02301 0.01519 0.0258 0.1588 1.0000 10.250 1.1730 0.02346 0.01574 0.0275 0.1565 1.0000 10.500 1.1892 0.02389 0.01625 0.0291 0.1543 1.0000 10.750 1.2052 0.02434 0.01675 0.0308 0.1525 1.0000 11.000 1.2212 0.02484 0.01727 0.0324 0.1507 1.0000 11.250 1.2364 0.02542 0.01790 0.0340 0.1488 1.0000 11.500 1.2490 0.02598 0.01865 0.0360 0.1462 1.0000 11.750 1.2613 0.02648 0.01929 0.0380 0.1432 1.0000 12.000 1.2729 0.02690 0.01979 0.0401 0.1403 1.0000 12.250 1.2832 0.02736 0.02027 0.0423 0.1379 1.0000 12.500 1.2903 0.02795 0.02089 0.0450 0.1356 1.0000 12.750 1.2957 0.02871 0.02185 0.0476 0.1331 1.0000 13.000 1.3017 0.02954 0.02281 0.0498 0.1307 1.0000 13.250 1.3077 0.03042 0.02381 0.0517 0.1284 1.0000 13.500 1.3135 0.03137 0.02484 0.0532 0.1264 1.0000 13.750 1.3188 0.03246 0.02595 0.0546 0.1244 1.0000 14.000 1.3217 0.03395 0.02760 0.0556 0.1222 1.0000 14.250 1.3231 0.03571 0.02955 0.0562 0.1197 1.0000 14.500 1.3238 0.03766 0.03164 0.0565 0.1174 1.0000 14.750 1.3239 0.03976 0.03385 0.0564 0.1151 1.0000 15.000 1.3232 0.04205 0.03620 0.0562 0.1133 1.0000 15.250 1.3193 0.04489 0.03915 0.0555 0.1114 1.0000 15.500 1.3093 0.04866 0.04313 0.0542 0.1092 1.0000 15.750 1.2964 0.05303 0.04768 0.0523 0.1071 1.0000 16.000 1.2801 0.05808 0.05286 0.0498 0.1050 1.0000 16.250 1.2614 0.06367 0.05856 0.0469 0.1032 1.0000 16.500 1.2454 0.06896 0.06388 0.0443 0.1014 1.0000 16.750 1.1932 0.08036 0.07552 0.0380 0.0999 1.0000