XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: MARSKE PIONEER IID ROOT AIRFOIL (NACA 431012A/24 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.500 -0.5059 0.12064 0.11550 -0.0032 1.0000 0.0606 -11.250 -0.5162 0.11549 0.11041 -0.0081 1.0000 0.0610 -11.000 -0.5245 0.11005 0.10504 -0.0126 1.0000 0.0611 -10.500 -0.5196 0.09395 0.08890 -0.0150 1.0000 0.0356 -10.250 -0.5178 0.09027 0.08525 -0.0160 1.0000 0.0350 -10.000 -0.5241 0.08472 0.07974 -0.0195 1.0000 0.0344 -9.750 -0.5353 0.07924 0.07426 -0.0228 1.0000 0.0336 -9.500 -0.5533 0.07394 0.06891 -0.0246 1.0000 0.0331 -9.250 -0.5730 0.06946 0.06436 -0.0242 1.0000 0.0324 -9.000 -0.5942 0.06532 0.06010 -0.0219 1.0000 0.0318 -8.750 -0.6089 0.06108 0.05568 -0.0196 1.0000 0.0315 -8.500 -0.6162 0.05749 0.05190 -0.0171 1.0000 0.0315 -8.250 -0.6184 0.05441 0.04864 -0.0146 1.0000 0.0320 -8.000 -0.6187 0.05130 0.04531 -0.0119 1.0000 0.0324 -7.750 -0.6170 0.04829 0.04203 -0.0090 1.0000 0.0329 -7.500 -0.6141 0.04523 0.03867 -0.0060 1.0000 0.0333 -7.250 -0.6088 0.04228 0.03541 -0.0029 1.0000 0.0334 -7.000 -0.6016 0.03948 0.03226 0.0003 1.0000 0.0336 -6.750 -0.5922 0.03692 0.02933 0.0033 1.0000 0.0339 -6.500 -0.5804 0.03464 0.02668 0.0062 1.0000 0.0345 -6.250 -0.5681 0.03277 0.02426 0.0093 1.0000 0.0358 -6.000 -0.5514 0.03102 0.02251 0.0109 1.0000 0.0370 -5.750 -0.5342 0.02961 0.02101 0.0127 1.0000 0.0380 -5.500 -0.5167 0.02816 0.01940 0.0147 1.0000 0.0388 -5.250 -0.4851 0.02655 0.01758 0.0140 0.9913 0.0402 -5.000 -0.4417 0.02513 0.01575 0.0113 0.9709 0.0430 -4.750 -0.3966 0.02333 0.01399 0.0080 0.9465 0.0449 -4.500 -0.3520 0.02204 0.01264 0.0050 0.9141 0.0475 -4.250 -0.3071 0.02100 0.01143 0.0022 0.8774 0.0510 -4.000 -0.2679 0.01984 0.01025 0.0003 0.8405 0.0532 -3.750 -0.2364 0.01913 0.00945 0.0000 0.8057 0.0566 -3.500 -0.2096 0.01863 0.00877 0.0007 0.7758 0.0601 -3.250 -0.1858 0.01813 0.00813 0.0019 0.7511 0.0627 -3.000 -0.1625 0.01775 0.00764 0.0032 0.7280 0.0668 -2.750 -0.1387 0.01745 0.00720 0.0044 0.7059 0.0731 -2.500 -0.1150 0.01710 0.00679 0.0056 0.6843 0.0816 -2.250 -0.0922 0.01665 0.00644 0.0069 0.6618 0.1062 -2.000 -0.0828 0.01487 0.00603 0.0099 0.6414 0.4029 -1.750 -0.0460 0.01464 0.00731 0.0118 0.6130 0.8370 -1.500 0.0012 0.01556 0.00797 0.0105 0.5779 0.8800 -1.250 0.0555 0.01641 0.00846 0.0073 0.5375 0.9075 -1.000 0.1228 0.01720 0.00881 0.0012 0.4926 0.9295 -0.750 0.1537 0.01740 0.00872 0.0008 0.4630 0.9392 -0.500 0.1909 0.01751 0.00855 -0.0009 0.4345 0.9440 -0.250 0.2186 0.01762 0.00843 -0.0009 0.4133 0.9498 0.000 0.2461 0.01769 0.00829 -0.0010 0.3947 0.9532 0.250 0.2754 0.01776 0.00817 -0.0015 0.3779 0.9559 0.500 0.3032 0.01783 0.00809 -0.0016 0.3635 0.9592 0.750 0.3275 0.01792 0.00806 -0.0011 0.3517 0.9628 1.000 0.3559 0.01801 0.00801 -0.0014 0.3412 0.9652 1.250 0.3855 0.01811 0.00799 -0.0019 0.3311 0.9680 1.500 0.4134 0.01823 0.00801 -0.0021 0.3222 0.9712 1.750 0.4384 0.01837 0.00806 -0.0018 0.3142 0.9746 2.000 0.4682 0.01850 0.00809 -0.0024 0.3068 0.9767 2.250 0.4975 0.01863 0.00817 -0.0030 0.2996 0.9794 2.500 0.5253 0.01885 0.00827 -0.0032 0.2943 0.9826 2.750 0.5538 0.01902 0.00844 -0.0036 0.2882 0.9855 3.000 0.5834 0.01919 0.00857 -0.0042 0.2822 0.9880 3.250 0.6117 0.01943 0.00871 -0.0046 0.2774 0.9907 3.500 0.6404 0.01964 0.00896 -0.0051 0.2719 0.9936 3.750 0.6704 0.01986 0.00918 -0.0059 0.2667 0.9964 4.000 0.7003 0.02012 0.00940 -0.0066 0.2626 0.9992 4.250 0.7236 0.02045 0.00969 -0.0061 0.2593 1.0000 4.500 0.7439 0.02075 0.01008 -0.0049 0.2554 1.0000 4.750 0.7637 0.02107 0.01046 -0.0036 0.2514 1.0000 5.000 0.7834 0.02140 0.01078 -0.0024 0.2478 1.0000 5.250 0.8029 0.02176 0.01109 -0.0011 0.2447 1.0000 5.500 0.8221 0.02218 0.01158 0.0002 0.2417 1.0000 5.750 0.8409 0.02261 0.01214 0.0016 0.2384 1.0000 6.000 0.8595 0.02305 0.01265 0.0030 0.2353 1.0000 6.250 0.8780 0.02347 0.01312 0.0045 0.2322 1.0000 6.500 0.8966 0.02390 0.01353 0.0059 0.2295 1.0000 6.750 0.9150 0.02439 0.01402 0.0073 0.2268 1.0000 7.000 0.9314 0.02495 0.01477 0.0091 0.2235 1.0000 7.250 0.9480 0.02549 0.01545 0.0107 0.2202 1.0000 7.500 0.9651 0.02595 0.01598 0.0124 0.2169 1.0000 7.750 0.9829 0.02636 0.01637 0.0139 0.2139 1.0000 8.000 1.0009 0.02688 0.01689 0.0153 0.2112 1.0000 8.250 1.0145 0.02759 0.01785 0.0174 0.2077 1.0000 8.500 1.0294 0.02825 0.01866 0.0192 0.2044 1.0000 8.750 1.0455 0.02881 0.01930 0.0208 0.2013 1.0000 9.000 1.0630 0.02930 0.01982 0.0223 0.1987 1.0000 9.250 1.0816 0.02982 0.02030 0.0236 0.1962 1.0000 9.500 1.0915 0.03081 0.02159 0.0258 0.1929 1.0000 9.750 1.1034 0.03170 0.02268 0.0278 0.1898 1.0000 10.000 1.1168 0.03248 0.02360 0.0296 0.1870 1.0000 10.250 1.1325 0.03308 0.02425 0.0311 0.1844 1.0000 10.500 1.1509 0.03359 0.02474 0.0323 0.1821 1.0000 10.750 1.1568 0.03479 0.02618 0.0347 0.1791 1.0000 11.000 1.1601 0.03607 0.02771 0.0373 0.1757 1.0000 11.250 1.1668 0.03712 0.02892 0.0395 0.1728 1.0000 11.500 1.1774 0.03792 0.02980 0.0413 0.1703 1.0000 11.750 1.1926 0.03852 0.03042 0.0426 0.1682 1.0000 12.000 1.1976 0.03972 0.03172 0.0447 0.1660 1.0000 12.250 1.1768 0.04195 0.03424 0.0489 0.1636 1.0000 12.500 1.1575 0.04456 0.03707 0.0515 0.1612 1.0000 12.750 1.1406 0.04751 0.04019 0.0526 0.1589 1.0000 13.000 1.1340 0.04996 0.04274 0.0529 0.1565 1.0000 13.250 1.1468 0.05085 0.04366 0.0534 0.1544 1.0000 13.500 1.1481 0.05293 0.04579 0.0534 0.1523 1.0000