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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.500 -0.5275 0.08864 0.08503 -0.0136 1.0000 0.0189 -10.250 -0.5416 0.08098 0.07740 -0.0192 1.0000 0.0186 -10.000 -0.5721 0.07141 0.06777 -0.0262 1.0000 0.0182 -9.750 -0.5946 0.06606 0.06233 -0.0273 1.0000 0.0183 -9.500 -0.6169 0.06178 0.05794 -0.0255 1.0000 0.0184 -9.250 -0.6379 0.05773 0.05374 -0.0221 1.0000 0.0183 -9.000 -0.6494 0.05392 0.04975 -0.0193 1.0000 0.0185 -8.750 -0.6584 0.04998 0.04558 -0.0160 1.0000 0.0187 -8.500 -0.6640 0.04616 0.04149 -0.0126 1.0000 0.0191 -8.250 -0.6685 0.04214 0.03712 -0.0087 1.0000 0.0193 -8.000 -0.6697 0.03835 0.03295 -0.0048 1.0000 0.0195 -7.750 -0.6680 0.03476 0.02891 -0.0008 1.0000 0.0199 -7.500 -0.6637 0.03126 0.02484 0.0032 1.0000 0.0204 -7.250 -0.6516 0.02922 0.02252 0.0059 1.0000 0.0209 -7.000 -0.6342 0.02855 0.02186 0.0075 1.0000 0.0215 -6.750 -0.6174 0.02769 0.02091 0.0094 1.0000 0.0224 -6.500 -0.6014 0.02627 0.01927 0.0117 1.0000 0.0233 -6.250 -0.5703 0.02424 0.01682 0.0112 0.9903 0.0243 -6.000 -0.5309 0.02250 0.01482 0.0089 0.9732 0.0253 -5.750 -0.4871 0.02142 0.01370 0.0055 0.9409 0.0267 -5.500 -0.4347 0.02023 0.01225 0.0008 0.8883 0.0289 -5.250 -0.3897 0.01903 0.01074 -0.0022 0.8309 0.0303 -4.750 -0.3331 0.01780 0.00922 -0.0019 0.7593 0.0334 -4.500 -0.3082 0.01731 0.00855 -0.0010 0.7381 0.0350 -4.000 -0.2613 0.01619 0.00728 0.0012 0.7025 0.0377 -3.750 -0.2383 0.01580 0.00685 0.0024 0.6857 0.0397 -3.500 -0.2154 0.01542 0.00639 0.0036 0.6682 0.0414 -3.250 -0.1924 0.01509 0.00597 0.0048 0.6498 0.0427 -3.000 -0.1705 0.01468 0.00552 0.0061 0.6299 0.0449 -2.750 -0.1478 0.01439 0.00516 0.0074 0.6068 0.0474 -2.500 -0.1248 0.01419 0.00482 0.0086 0.5805 0.0496 -2.250 -0.1018 0.01402 0.00450 0.0099 0.5522 0.0522 -2.000 -0.0791 0.01384 0.00422 0.0111 0.5232 0.0573 -1.750 -0.0566 0.01369 0.00397 0.0124 0.4943 0.0667 -1.250 -0.0369 0.01162 0.00338 0.0188 0.4490 0.4824 -1.000 -0.0288 0.01080 0.00372 0.0239 0.4299 0.7880 -0.750 -0.0024 0.01105 0.00395 0.0252 0.4073 0.8398 -0.500 0.0291 0.01138 0.00415 0.0252 0.3850 0.8642 -0.250 0.0578 0.01164 0.00427 0.0256 0.3660 0.8794 0.000 0.0860 0.01192 0.00441 0.0261 0.3502 0.8939 0.250 0.1177 0.01229 0.00465 0.0260 0.3363 0.9085 0.500 0.1623 0.01275 0.00496 0.0232 0.3223 0.9164 0.750 0.1852 0.01290 0.00500 0.0244 0.3122 0.9245 1.000 0.2200 0.01308 0.00506 0.0231 0.3019 0.9265 1.250 0.2523 0.01326 0.00511 0.0222 0.2934 0.9287 1.500 0.2834 0.01338 0.00517 0.0215 0.2861 0.9312 1.750 0.3106 0.01352 0.00522 0.0217 0.2797 0.9347 2.000 0.3340 0.01363 0.00526 0.0226 0.2746 0.9392 2.250 0.3665 0.01377 0.00535 0.0216 0.2684 0.9406 2.500 0.3978 0.01395 0.00545 0.0208 0.2625 0.9424 2.750 0.4280 0.01411 0.00556 0.0202 0.2576 0.9447 3.000 0.4563 0.01425 0.00568 0.0201 0.2524 0.9480 3.250 0.4818 0.01441 0.00580 0.0205 0.2481 0.9522 3.500 0.5138 0.01465 0.00596 0.0195 0.2441 0.9540 3.750 0.5452 0.01482 0.00614 0.0186 0.2402 0.9561 4.000 0.5747 0.01499 0.00632 0.0182 0.2362 0.9590 4.250 0.5992 0.01518 0.00649 0.0187 0.2327 0.9635 4.500 0.6311 0.01543 0.00669 0.0177 0.2289 0.9653 4.750 0.6627 0.01565 0.00692 0.0167 0.2253 0.9676 5.000 0.6928 0.01586 0.00717 0.0161 0.2217 0.9707 5.250 0.7199 0.01609 0.00741 0.0160 0.2186 0.9748 5.500 0.7518 0.01633 0.00766 0.0149 0.2156 0.9768 5.750 0.7821 0.01663 0.00793 0.0141 0.2129 0.9794 6.000 0.8111 0.01692 0.00824 0.0136 0.2100 0.9827 6.250 0.8407 0.01716 0.00856 0.0130 0.2068 0.9856 6.500 0.8723 0.01741 0.00886 0.0119 0.2034 0.9881 6.750 0.9029 0.01767 0.00914 0.0109 0.2001 0.9911 7.000 0.9323 0.01801 0.00944 0.0102 0.1967 0.9942 7.250 0.9640 0.01826 0.00981 0.0090 0.1933 0.9968 7.500 0.9951 0.01855 0.01019 0.0079 0.1899 0.9995 7.750 1.0153 0.01883 0.01053 0.0090 0.1872 1.0000 8.000 1.0322 0.01912 0.01085 0.0108 0.1849 1.0000 8.250 1.0488 0.01947 0.01120 0.0126 0.1827 1.0000 8.500 1.0655 0.01986 0.01162 0.0143 0.1807 1.0000 8.750 1.0824 0.02021 0.01210 0.0161 0.1784 1.0000 9.000 1.0992 0.02056 0.01256 0.0179 0.1759 1.0000 9.250 1.1158 0.02092 0.01299 0.0196 0.1733 1.0000 9.500 1.1321 0.02127 0.01339 0.0214 0.1707 1.0000 9.750 1.1481 0.02166 0.01379 0.0232 0.1683 1.0000 10.000 1.1642 0.02213 0.01431 0.0249 0.1660 1.0000 10.250 1.1802 0.02257 0.01491 0.0266 0.1634 1.0000 10.500 1.1960 0.02304 0.01549 0.0284 0.1608 1.0000 10.750 1.2112 0.02349 0.01604 0.0301 0.1582 1.0000 11.000 1.2259 0.02395 0.01655 0.0319 0.1558 1.0000 11.250 1.2398 0.02446 0.01706 0.0338 0.1534 1.0000 11.500 1.2529 0.02504 0.01779 0.0357 0.1508 1.0000 11.750 1.2649 0.02562 0.01852 0.0377 0.1478 1.0000 12.000 1.2760 0.02621 0.01923 0.0398 0.1451 1.0000 12.250 1.2840 0.02678 0.01986 0.0424 0.1426 1.0000 12.500 1.2901 0.02740 0.02049 0.0452 0.1403 1.0000 12.750 1.2955 0.02819 0.02141 0.0476 0.1373 1.0000 13.000 1.3010 0.02908 0.02247 0.0497 0.1341 1.0000 13.250 1.3060 0.03004 0.02354 0.0515 0.1311 1.0000 13.500 1.3101 0.03118 0.02472 0.0530 0.1285 1.0000 13.750 1.3136 0.03254 0.02615 0.0541 0.1263 1.0000 14.000 1.3160 0.03423 0.02803 0.0548 0.1234 1.0000 14.250 1.3176 0.03612 0.03007 0.0551 0.1208 1.0000 14.500 1.3177 0.03824 0.03229 0.0551 0.1183 1.0000 14.750 1.3165 0.04059 0.03472 0.0549 0.1162 1.0000 15.000 1.3134 0.04331 0.03753 0.0543 0.1140 1.0000 15.250 1.3068 0.04664 0.04105 0.0533 0.1114 1.0000 15.500 1.2975 0.05045 0.04500 0.0518 0.1088 1.0000 15.750 1.2863 0.05465 0.04930 0.0500 0.1064 1.0000 16.000 1.2743 0.05905 0.05376 0.0480 0.1044 1.0000 16.250 1.2561 0.06451 0.05934 0.0454 0.1022 1.0000 16.500 1.2317 0.07115 0.06616 0.0421 0.1004 1.0000 16.750 1.2020 0.07887 0.07403 0.0381 0.0986 1.0000 17.000 1.1710 0.08705 0.08235 0.0340 0.0969 1.0000 17.250 1.1492 0.09387 0.08922 0.0306 0.0949 1.0000 17.500 1.1498 0.09692 0.09223 0.0292 0.0922 1.0000 17.750 1.0993 0.10907 0.10457 0.0230 0.0907 1.0000