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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.500 -0.4191 0.11351 0.11012 -0.0018 1.0000 0.0517 -11.250 -0.4460 0.10648 0.10311 -0.0088 1.0000 0.0529 -11.000 -0.4687 0.09893 0.09558 -0.0153 1.0000 0.0531 -10.750 -0.4391 0.09790 0.09457 -0.0090 1.0000 0.0544 -10.500 -0.4304 0.09515 0.09184 -0.0083 1.0000 0.0555 -10.250 -0.4295 0.09128 0.08799 -0.0092 1.0000 0.0568 -10.000 -0.4343 0.08651 0.08324 -0.0110 1.0000 0.0584 -9.750 -0.4462 0.08054 0.07730 -0.0143 1.0000 0.0598 -9.500 -0.6350 0.07437 0.07058 -0.0205 1.0000 0.0537 -9.250 -0.6082 0.07156 0.06792 -0.0206 1.0000 0.0548 -9.000 -0.6119 0.06904 0.06539 -0.0186 1.0000 0.0556 -8.750 -0.6159 0.06631 0.06263 -0.0168 1.0000 0.0566 -8.500 -0.6207 0.06337 0.05961 -0.0149 1.0000 0.0579 -8.250 -0.6519 0.06184 0.05743 -0.0092 1.0000 0.0624 -8.000 -0.6542 0.05641 0.05194 -0.0073 1.0000 0.0636 -7.750 -0.6387 0.05340 0.04907 -0.0067 1.0000 0.0649 -7.500 -0.6272 0.05138 0.04708 -0.0051 1.0000 0.0671 -7.000 -0.6231 0.04627 0.04155 0.0012 1.0000 0.0764 -6.750 -0.6094 0.04441 0.03972 0.0029 1.0000 0.0794 -6.500 -0.6109 0.04273 0.03757 0.0075 1.0000 0.0878 -6.250 -0.5947 0.04011 0.03511 0.0087 1.0000 0.0904 -5.250 -0.5527 0.02792 0.02122 0.0243 1.0000 0.0646 -5.000 -0.5074 0.02513 0.01768 0.0230 0.9910 0.0533 -4.750 -0.4607 0.02237 0.01477 0.0196 0.9798 0.0525 -4.500 -0.4155 0.02061 0.01280 0.0167 0.9637 0.0536 -4.250 -0.3678 0.01866 0.01087 0.0130 0.9456 0.0553 -4.000 -0.3184 0.01734 0.00953 0.0092 0.9199 0.0570 -3.750 -0.2707 0.01636 0.00851 0.0057 0.8829 0.0604 -3.500 -0.2325 0.01565 0.00765 0.0042 0.8412 0.0624 -3.250 -0.2070 0.01483 0.00674 0.0052 0.8055 0.0647 -3.000 -0.1851 0.01441 0.00624 0.0068 0.7759 0.0684 -2.750 -0.1634 0.01415 0.00583 0.0085 0.7511 0.0720 -2.500 -0.1430 0.01381 0.00538 0.0104 0.7276 0.0761 -2.250 -0.1219 0.01356 0.00503 0.0121 0.7052 0.0834 -2.000 -0.1016 0.01319 0.00469 0.0140 0.6829 0.1034 -1.750 -0.1070 0.01111 0.00420 0.0199 0.6647 0.4757 -1.500 -0.0968 0.01050 0.00496 0.0260 0.6419 0.8350 -1.250 -0.0586 0.01160 0.00595 0.0269 0.6084 0.8909 -1.000 0.0399 0.01345 0.00734 0.0161 0.5443 0.9127 -0.750 0.0976 0.01434 0.00781 0.0114 0.4900 0.9273 -0.500 0.1597 0.01510 0.00818 0.0057 0.4421 0.9427 -0.250 0.2085 0.01539 0.00818 0.0019 0.4108 0.9515 0.000 0.2387 0.01551 0.00811 0.0014 0.3906 0.9575 0.250 0.2787 0.01555 0.00795 -0.0011 0.3719 0.9618 0.500 0.3101 0.01564 0.00790 -0.0019 0.3579 0.9673 0.750 0.3398 0.01572 0.00784 -0.0025 0.3462 0.9715 1.000 0.3739 0.01571 0.00769 -0.0039 0.3354 0.9744 1.250 0.4046 0.01574 0.00765 -0.0047 0.3263 0.9775 1.500 0.4316 0.01586 0.00765 -0.0047 0.3185 0.9806 1.750 0.4570 0.01596 0.00772 -0.0045 0.3112 0.9832 2.000 0.4880 0.01595 0.00763 -0.0053 0.3039 0.9849 2.250 0.5182 0.01604 0.00766 -0.0061 0.2974 0.9871 2.500 0.5483 0.01609 0.00770 -0.0068 0.2910 0.9897 2.750 0.5769 0.01626 0.00777 -0.0072 0.2859 0.9922 3.000 0.6055 0.01643 0.00794 -0.0076 0.2808 0.9943 3.250 0.6361 0.01649 0.00802 -0.0084 0.2757 0.9963 3.500 0.6663 0.01662 0.00809 -0.0092 0.2710 0.9984 3.750 0.6949 0.01692 0.00833 -0.0097 0.2667 1.0000 4.000 0.7161 0.01708 0.00859 -0.0086 0.2627 1.0000 4.250 0.7374 0.01730 0.00883 -0.0076 0.2589 1.0000 4.500 0.7588 0.01756 0.00907 -0.0066 0.2556 1.0000 4.750 0.7803 0.01797 0.00942 -0.0057 0.2525 1.0000 5.000 0.8011 0.01830 0.00983 -0.0046 0.2494 1.0000 5.250 0.8215 0.01853 0.01017 -0.0035 0.2458 1.0000 5.500 0.8421 0.01878 0.01046 -0.0023 0.2423 1.0000 5.750 0.8628 0.01906 0.01073 -0.0013 0.2391 1.0000 6.000 0.8838 0.01961 0.01119 -0.0003 0.2357 1.0000 6.250 0.9026 0.01982 0.01158 0.0011 0.2325 1.0000 6.500 0.9214 0.02011 0.01199 0.0025 0.2290 1.0000 6.750 0.9406 0.02041 0.01233 0.0039 0.2258 1.0000 7.000 0.9602 0.02073 0.01263 0.0052 0.2229 1.0000 7.250 0.9799 0.02140 0.01324 0.0063 0.2199 1.0000 7.500 0.9963 0.02174 0.01379 0.0081 0.2171 1.0000 7.750 1.0130 0.02217 0.01436 0.0098 0.2140 1.0000 8.000 1.0303 0.02256 0.01483 0.0115 0.2111 1.0000 8.250 1.0486 0.02291 0.01520 0.0130 0.2083 1.0000 8.500 1.0679 0.02348 0.01569 0.0142 0.2055 1.0000 8.750 1.0820 0.02406 0.01646 0.0163 0.2025 1.0000 9.000 1.0961 0.02452 0.01709 0.0184 0.1990 1.0000 9.250 1.1121 0.02493 0.01760 0.0203 0.1958 1.0000 9.500 1.1303 0.02529 0.01796 0.0218 0.1931 1.0000 9.750 1.1503 0.02606 0.01864 0.0228 0.1902 1.0000 10.000 1.1607 0.02670 0.01955 0.0254 0.1872 1.0000 10.250 1.1731 0.02728 0.02031 0.0277 0.1836 1.0000 10.500 1.1894 0.02761 0.02070 0.0294 0.1803 1.0000 10.750 1.2098 0.02793 0.02095 0.0304 0.1774 1.0000 11.000 1.2235 0.02889 0.02202 0.0323 0.1743 1.0000 11.250 1.2314 0.02967 0.02305 0.0349 0.1708 1.0000 11.500 1.2445 0.03014 0.02362 0.0369 0.1673 1.0000 11.750 1.2653 0.03016 0.02356 0.0379 0.1640 1.0000 12.000 1.2791 0.03092 0.02437 0.0396 0.1606 1.0000 12.250 1.2816 0.03172 0.02543 0.0427 0.1570 1.0000 12.500 1.2918 0.03220 0.02600 0.0449 0.1536 1.0000 12.750 1.3102 0.03232 0.02607 0.0461 0.1506 1.0000 13.000 1.3226 0.03320 0.02697 0.0477 0.1476 1.0000 13.250 1.3150 0.03438 0.02842 0.0517 0.1451 1.0000 13.500 1.3098 0.03535 0.02954 0.0554 0.1425 1.0000 13.750 1.3149 0.03595 0.03019 0.0576 0.1397 1.0000 14.000 1.3366 0.03585 0.02992 0.0583 0.1361 1.0000 14.250 0.8714 0.10026 0.09561 0.0316 0.1352 1.0000 14.500 0.9202 0.09415 0.08957 0.0350 0.1349 1.0000 14.750 0.9723 0.08790 0.08339 0.0387 0.1339 1.0000 15.000 1.0226 0.08236 0.07790 0.0421 0.1321 1.0000 15.250 1.0592 0.07937 0.07495 0.0443 0.1296 1.0000 15.500 1.0682 0.08096 0.07658 0.0438 0.1270 1.0000 15.750 1.2772 0.05324 0.04832 0.0595 0.1174 1.0000 16.000 1.2802 0.05531 0.05040 0.0586 0.1142 1.0000 16.250 1.2858 0.05713 0.05217 0.0582 0.1111 1.0000 16.500 1.2486 0.06487 0.06019 0.0540 0.1097 1.0000 16.750 1.1925 0.07608 0.07165 0.0476 0.1088 1.0000