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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.750 -0.5146 0.11006 0.10298 -0.0100 1.0000 0.0721 -10.500 -0.4971 0.10684 0.09978 -0.0075 1.0000 0.0691 -10.250 -0.5315 0.09627 0.08923 -0.0191 1.0000 0.0611 -10.000 -0.5218 0.09287 0.08589 -0.0183 1.0000 0.0602 -9.750 -0.5232 0.08865 0.08170 -0.0196 1.0000 0.0593 -9.500 -0.5323 0.08406 0.07712 -0.0212 1.0000 0.0585 -9.250 -0.5442 0.07983 0.07290 -0.0219 1.0000 0.0577 -9.000 -0.5589 0.07603 0.06907 -0.0212 1.0000 0.0571 -8.750 -0.5722 0.07232 0.06528 -0.0199 1.0000 0.0567 -8.500 -0.5818 0.06864 0.06149 -0.0184 1.0000 0.0563 -8.250 -0.5883 0.06510 0.05779 -0.0166 1.0000 0.0563 -8.000 -0.5920 0.06168 0.05418 -0.0145 1.0000 0.0564 -7.750 -0.5926 0.05842 0.05070 -0.0123 1.0000 0.0565 -7.500 -0.5912 0.05518 0.04721 -0.0099 1.0000 0.0566 -7.250 -0.5872 0.05207 0.04381 -0.0074 1.0000 0.0564 -7.000 -0.5812 0.04906 0.04049 -0.0047 1.0000 0.0562 -6.750 -0.5728 0.04624 0.03734 -0.0021 1.0000 0.0563 -6.500 -0.5623 0.04375 0.03454 0.0004 1.0000 0.0571 -6.250 -0.5502 0.04147 0.03189 0.0029 1.0000 0.0586 -6.000 -0.5364 0.03931 0.02933 0.0055 1.0000 0.0599 -5.750 -0.5203 0.03728 0.02692 0.0077 1.0000 0.0608 -5.500 -0.5016 0.03526 0.02468 0.0095 1.0000 0.0615 -5.250 -0.4821 0.03352 0.02293 0.0108 1.0000 0.0635 -5.000 -0.4626 0.03214 0.02150 0.0122 1.0000 0.0662 -4.750 -0.4419 0.03083 0.02004 0.0137 1.0000 0.0687 -4.500 -0.4199 0.02958 0.01864 0.0150 1.0000 0.0705 -4.250 -0.3987 0.02854 0.01752 0.0162 1.0000 0.0732 -4.000 -0.3632 0.02739 0.01646 0.0146 0.9922 0.0780 -3.750 -0.3047 0.02614 0.01505 0.0095 0.9713 0.0836 -3.500 -0.2525 0.02491 0.01384 0.0051 0.9448 0.0926 -3.250 -0.2047 0.02382 0.01269 0.0017 0.9141 0.1022 -3.000 -0.1623 0.02274 0.01169 -0.0008 0.8812 0.1220 -2.750 -0.1076 0.01953 0.01180 -0.0033 0.8554 0.7100 -2.500 0.0988 0.02216 0.01340 -0.0260 0.7976 0.9794 -2.250 0.1412 0.02190 0.01262 -0.0285 0.7508 0.9885 -2.000 0.1754 0.02173 0.01205 -0.0297 0.7108 0.9956 -1.750 0.2042 0.02161 0.01160 -0.0299 0.6738 1.0000 -1.500 0.2238 0.02161 0.01136 -0.0285 0.6400 1.0000 -1.250 0.2434 0.02161 0.01112 -0.0270 0.6062 1.0000 -1.000 0.2631 0.02163 0.01089 -0.0255 0.5738 1.0000 -0.750 0.2830 0.02167 0.01067 -0.0241 0.5441 1.0000 -0.500 0.3030 0.02176 0.01048 -0.0227 0.5174 1.0000 -0.250 0.3236 0.02187 0.01036 -0.0215 0.4927 1.0000 0.000 0.3443 0.02202 0.01029 -0.0204 0.4711 1.0000 0.250 0.3653 0.02220 0.01026 -0.0193 0.4522 1.0000 0.500 0.3865 0.02239 0.01028 -0.0182 0.4357 1.0000 0.750 0.4078 0.02261 0.01035 -0.0172 0.4208 1.0000 1.000 0.4291 0.02285 0.01045 -0.0162 0.4077 1.0000 1.250 0.4511 0.02311 0.01056 -0.0153 0.3963 1.0000 1.500 0.4731 0.02339 0.01079 -0.0145 0.3849 1.0000 1.750 0.4947 0.02369 0.01097 -0.0136 0.3754 1.0000 2.000 0.5160 0.02400 0.01125 -0.0126 0.3660 1.0000 2.250 0.5373 0.02435 0.01151 -0.0116 0.3582 1.0000 2.500 0.5583 0.02473 0.01190 -0.0106 0.3503 1.0000 2.750 0.5791 0.02511 0.01214 -0.0095 0.3440 1.0000 3.000 0.5993 0.02557 0.01269 -0.0084 0.3362 1.0000 3.250 0.6195 0.02600 0.01307 -0.0072 0.3301 1.0000 3.500 0.6395 0.02651 0.01358 -0.0061 0.3244 1.0000 3.750 0.6591 0.02708 0.01423 -0.0049 0.3186 1.0000 4.000 0.6788 0.02760 0.01474 -0.0037 0.3137 1.0000 4.250 0.6983 0.02819 0.01530 -0.0024 0.3091 1.0000 4.500 0.7161 0.02891 0.01618 -0.0011 0.3034 1.0000 4.750 0.7345 0.02953 0.01683 0.0003 0.2984 1.0000 5.000 0.7541 0.03011 0.01736 0.0015 0.2946 1.0000 5.250 0.7704 0.03104 0.01846 0.0030 0.2904 1.0000 5.500 0.7861 0.03198 0.01957 0.0045 0.2859 1.0000 5.750 0.8030 0.03278 0.02045 0.0060 0.2818 1.0000 6.000 0.8217 0.03345 0.02108 0.0074 0.2783 1.0000 6.250 0.8354 0.03456 0.02235 0.0091 0.2743 1.0000 6.500 0.8468 0.03585 0.02387 0.0110 0.2699 1.0000 6.750 0.8603 0.03698 0.02515 0.0127 0.2663 1.0000 7.000 0.8764 0.03790 0.02610 0.0142 0.2630 1.0000 7.250 0.8950 0.03870 0.02686 0.0155 0.2600 1.0000 7.500 0.8952 0.04081 0.02935 0.0181 0.2556 1.0000 7.750 0.9009 0.04250 0.03125 0.0203 0.2515 1.0000 8.000 0.9115 0.04381 0.03267 0.0220 0.2481 1.0000 8.250 0.9291 0.04464 0.03349 0.0234 0.2450 1.0000 8.500 0.9280 0.04687 0.03592 0.0257 0.2415 1.0000 8.750 0.9074 0.05038 0.03973 0.0289 0.2372 1.0000 9.000 0.8990 0.05298 0.04246 0.0312 0.2334 1.0000 9.250 0.9086 0.05428 0.04383 0.0327 0.2302 1.0000 9.500 0.9403 0.05413 0.04363 0.0334 0.2275 1.0000 10.000 0.7244 0.08187 0.07153 0.0276 0.2149 1.0000 10.250 0.7432 0.08237 0.07208 0.0289 0.2126 1.0000 10.750 0.6822 0.09846 0.08813 0.0214 0.2018 1.0000 11.000 0.6950 0.10004 0.08977 0.0219 0.1985 1.0000 11.250 0.7161 0.10045 0.09023 0.0232 0.1964 1.0000 11.500 0.6736 0.11060 0.10036 0.0177 0.1914 1.0000 11.750 0.6685 0.11514 0.10494 0.0160 0.1882 1.0000