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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.250 -0.5529 0.08327 0.08100 -0.0148 1.0000 0.0255 -10.000 -0.5764 0.07460 0.07230 -0.0225 1.0000 0.0255 -9.750 -0.5995 0.06905 0.06667 -0.0245 1.0000 0.0254 -9.500 -0.6230 0.06466 0.06219 -0.0233 1.0000 0.0256 -9.250 -0.6909 0.05703 0.05393 -0.0156 1.0000 0.0270 -9.000 -0.7043 0.05403 0.05065 -0.0113 1.0000 0.0271 -8.750 -0.7138 0.04853 0.04500 -0.0082 1.0000 0.0274 -8.500 -0.7048 0.04593 0.04240 -0.0064 1.0000 0.0276 -8.250 -0.6948 0.04404 0.04051 -0.0046 1.0000 0.0279 -8.000 -0.6861 0.04219 0.03860 -0.0023 1.0000 0.0282 -7.750 -0.6777 0.04031 0.03663 0.0003 1.0000 0.0286 -7.500 -0.6690 0.03838 0.03458 0.0030 1.0000 0.0293 -7.250 -0.6617 0.03608 0.03205 0.0064 1.0000 0.0306 -7.000 -0.6773 0.02905 0.02399 0.0150 1.0000 0.0277 -6.750 -0.6597 0.02679 0.02174 0.0168 1.0000 0.0255 -6.500 -0.6475 0.02450 0.01914 0.0200 1.0000 0.0256 -6.250 -0.6136 0.02218 0.01646 0.0190 0.9947 0.0261 -6.000 -0.5760 0.02027 0.01423 0.0173 0.9848 0.0266 -5.750 -0.5377 0.01877 0.01245 0.0155 0.9707 0.0273 -5.500 -0.4914 0.01701 0.01072 0.0115 0.9495 0.0284 -5.250 -0.4318 0.01612 0.00975 0.0050 0.8984 0.0304 -5.000 -0.3985 0.01560 0.00886 0.0044 0.8175 0.0315 -4.750 -0.3755 0.01547 0.00843 0.0059 0.7748 0.0321 -4.500 -0.3500 0.01421 0.00711 0.0065 0.7511 0.0332 -4.250 -0.3262 0.01377 0.00661 0.0075 0.7324 0.0345 -4.000 -0.3020 0.01345 0.00623 0.0085 0.7163 0.0360 -3.750 -0.2780 0.01311 0.00581 0.0095 0.7006 0.0372 -3.500 -0.2536 0.01287 0.00548 0.0106 0.6847 0.0380 -3.250 -0.2331 0.01216 0.00474 0.0122 0.6696 0.0395 -3.000 -0.2103 0.01183 0.00438 0.0134 0.6524 0.0412 -2.750 -0.1867 0.01157 0.00408 0.0145 0.6323 0.0429 -2.500 -0.1631 0.01134 0.00377 0.0157 0.6086 0.0443 -2.250 -0.1404 0.01109 0.00341 0.0170 0.5817 0.0461 -2.000 -0.1176 0.01090 0.00312 0.0182 0.5504 0.0490 -1.750 -0.0941 0.01083 0.00291 0.0193 0.5165 0.0518 -1.500 -0.0705 0.01078 0.00272 0.0204 0.4827 0.0561 -1.250 -0.0475 0.01066 0.00256 0.0216 0.4524 0.0730 -1.000 -0.0462 0.00898 0.00221 0.0262 0.4327 0.4509 -0.750 -0.0520 0.00771 0.00215 0.0335 0.4158 0.7754 -0.500 -0.0307 0.00779 0.00229 0.0355 0.3919 0.8298 -0.250 -0.0080 0.00796 0.00240 0.0371 0.3699 0.8572 0.000 0.0165 0.00815 0.00251 0.0383 0.3507 0.8750 0.250 0.0412 0.00837 0.00266 0.0395 0.3345 0.8909 0.500 0.0705 0.00856 0.00278 0.0396 0.3210 0.8990 0.750 0.0943 0.00870 0.00285 0.0408 0.3106 0.9080 1.000 0.1254 0.00897 0.00305 0.0405 0.3002 0.9154 1.250 0.1493 0.00910 0.00314 0.0417 0.2926 0.9239 1.500 0.1838 0.00943 0.00338 0.0407 0.2839 0.9294 1.750 0.2157 0.00961 0.00353 0.0402 0.2769 0.9342 2.000 0.2368 0.00972 0.00357 0.0417 0.2708 0.9405 2.250 0.2715 0.00990 0.00371 0.0404 0.2647 0.9423 2.500 0.3060 0.01007 0.00384 0.0391 0.2588 0.9441 2.750 0.3387 0.01030 0.00399 0.0381 0.2531 0.9461 3.000 0.3711 0.01045 0.00413 0.0372 0.2486 0.9483 3.250 0.4013 0.01057 0.00423 0.0368 0.2442 0.9512 3.500 0.4238 0.01069 0.00431 0.0379 0.2401 0.9563 3.750 0.4582 0.01095 0.00451 0.0364 0.2351 0.9572 4.000 0.4939 0.01106 0.00464 0.0347 0.2314 0.9581 4.250 0.5289 0.01121 0.00478 0.0332 0.2272 0.9592 4.500 0.5626 0.01142 0.00494 0.0319 0.2234 0.9605 4.750 0.5949 0.01172 0.00519 0.0308 0.2195 0.9624 5.000 0.6271 0.01185 0.00536 0.0298 0.2169 0.9648 5.250 0.6503 0.01199 0.00553 0.0308 0.2143 0.9702 5.500 0.6857 0.01215 0.00568 0.0291 0.2107 0.9712 5.750 0.7197 0.01240 0.00588 0.0276 0.2065 0.9724 6.000 0.7535 0.01261 0.00610 0.0261 0.2031 0.9739 6.250 0.7870 0.01273 0.00627 0.0248 0.1999 0.9758 6.500 0.8188 0.01290 0.00645 0.0238 0.1969 0.9782 6.750 0.8473 0.01311 0.00667 0.0235 0.1943 0.9818 7.000 0.8785 0.01345 0.00698 0.0225 0.1911 0.9839 7.250 0.9128 0.01369 0.00726 0.0209 0.1887 0.9854 7.500 0.9469 0.01384 0.00748 0.0193 0.1862 0.9872 7.750 0.9799 0.01400 0.00768 0.0180 0.1831 0.9895 8.000 1.0114 0.01420 0.00790 0.0169 0.1803 0.9920 8.250 1.0421 0.01455 0.00823 0.0159 0.1773 0.9943 8.500 1.0751 0.01485 0.00858 0.0144 0.1746 0.9960 8.750 1.1086 0.01501 0.00882 0.0129 0.1721 0.9980 9.000 1.1418 0.01519 0.00908 0.0114 0.1691 0.9998 9.250 1.1610 0.01539 0.00931 0.0128 0.1666 1.0000 9.500 1.1767 0.01568 0.00959 0.0147 0.1639 1.0000 9.750 1.1919 0.01606 0.01000 0.0168 0.1611 1.0000 10.000 1.2088 0.01622 0.01026 0.0186 0.1589 1.0000 10.250 1.2254 0.01642 0.01053 0.0205 0.1562 1.0000 10.500 1.2417 0.01661 0.01075 0.0224 0.1530 1.0000 10.750 1.2555 0.01700 0.01111 0.0246 0.1492 1.0000 11.000 1.2724 0.01719 0.01140 0.0264 0.1460 1.0000 11.250 1.2894 0.01739 0.01168 0.0281 0.1426 1.0000 11.500 1.3049 0.01769 0.01201 0.0301 0.1394 1.0000 11.750 1.3171 0.01821 0.01251 0.0324 0.1357 1.0000 12.000 1.3347 0.01842 0.01284 0.0340 0.1324 1.0000 12.250 1.3508 0.01869 0.01315 0.0357 0.1279 1.0000 12.500 1.3616 0.01922 0.01365 0.0380 0.1234 1.0000 12.750 1.3781 0.01952 0.01407 0.0396 0.1196 1.0000 13.000 1.3904 0.01998 0.01457 0.0418 0.1155 1.0000 13.250 1.3948 0.02060 0.01518 0.0451 0.1122 1.0000 13.500 1.4042 0.02110 0.01577 0.0476 0.1090 1.0000 13.750 1.4123 0.02172 0.01646 0.0500 0.1055 1.0000 14.000 1.4164 0.02263 0.01739 0.0524 0.1019 1.0000 14.250 1.4228 0.02357 0.01841 0.0543 0.0988 1.0000 14.500 1.4297 0.02462 0.01953 0.0557 0.0954 1.0000 14.750 1.4317 0.02614 0.02110 0.0569 0.0921 1.0000 15.000 1.4322 0.02803 0.02306 0.0575 0.0890 1.0000 15.250 1.4374 0.02977 0.02491 0.0576 0.0864 1.0000 15.500 1.4369 0.03218 0.02740 0.0573 0.0831 1.0000 15.750 1.4298 0.03541 0.03070 0.0565 0.0804 1.0000 16.000 1.4272 0.03835 0.03375 0.0557 0.0779 1.0000 16.250 1.4221 0.04171 0.03723 0.0545 0.0750 1.0000 16.500 1.4095 0.04613 0.04175 0.0527 0.0728 1.0000 16.750 1.3900 0.05159 0.04731 0.0502 0.0710 1.0000 17.000 1.3701 0.05726 0.05309 0.0477 0.0692 1.0000 17.250 1.3529 0.06260 0.05857 0.0453 0.0678 1.0000 17.500 1.3304 0.06879 0.06488 0.0425 0.0660 1.0000 17.750 1.3050 0.07557 0.07176 0.0394 0.0643 1.0000 18.000 1.2782 0.08268 0.07895 0.0360 0.0629 1.0000