XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: MARSKE PIONEER IID TIP AIRFOIL (NACA 431012A*.83 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 -0.5730 0.09584 0.09113 0.0001 1.0000 0.0966 -9.000 -0.5996 0.09229 0.08756 -0.0030 1.0000 0.0971 -8.750 -0.6305 0.09018 0.08530 -0.0034 1.0000 0.0976 -8.500 -0.5861 0.08319 0.07857 -0.0019 1.0000 0.1014 -8.250 -0.5821 0.08013 0.07554 -0.0009 1.0000 0.1051 -8.000 -0.5917 0.07677 0.07214 -0.0013 1.0000 0.1091 -7.750 -0.6284 0.07641 0.07124 -0.0008 1.0000 0.1130 -7.500 -0.6003 0.06927 0.06453 -0.0006 1.0000 0.1173 -7.250 -0.5933 0.06650 0.06173 0.0004 1.0000 0.1242 -7.000 -0.5984 0.06302 0.05805 0.0014 1.0000 0.1319 -6.750 -0.5854 0.06027 0.05535 0.0027 1.0000 0.1404 -6.500 -0.5814 0.05696 0.05195 0.0041 1.0000 0.1498 -6.250 -0.5778 0.05451 0.04932 0.0059 1.0000 0.1638 -5.750 -0.5589 0.04945 0.04418 0.0096 1.0000 0.1960 -5.500 -0.5461 0.04662 0.04146 0.0115 1.0000 0.2143 -5.250 -0.5343 0.04445 0.03935 0.0139 1.0000 0.2379 -5.000 -0.5248 0.04212 0.03715 0.0167 1.0000 0.2685 -4.750 -0.5161 0.04005 0.03520 0.0199 1.0000 0.3037 -4.500 -0.5114 0.03815 0.03334 0.0238 1.0000 0.3436 -4.250 -0.4427 0.03067 0.02278 0.0227 1.0000 0.0998 -4.000 -0.4187 0.02808 0.02003 0.0243 1.0000 0.0903 -3.750 -0.3952 0.02698 0.01835 0.0270 1.0000 0.0829 -3.500 -0.3739 0.02535 0.01657 0.0286 1.0000 0.0829 -3.250 -0.3536 0.02382 0.01492 0.0303 1.0000 0.0840 -3.000 -0.3344 0.02247 0.01353 0.0321 1.0000 0.0843 -2.750 -0.2992 0.02081 0.01191 0.0307 0.9930 0.0861 -2.500 -0.2375 0.01923 0.01043 0.0247 0.9694 0.0936 -2.250 -0.1820 0.01764 0.00898 0.0203 0.9348 0.1009 -2.000 -0.1330 0.01647 0.00786 0.0173 0.8843 0.1145 -1.750 0.1155 0.01571 0.00869 -0.0132 0.6028 1.0000 -1.500 0.1347 0.01604 0.00823 -0.0113 0.4897 1.0000 -1.250 0.1561 0.01631 0.00799 -0.0103 0.4412 1.0000 -1.000 0.1782 0.01653 0.00785 -0.0093 0.4136 1.0000 -0.750 0.2002 0.01674 0.00777 -0.0083 0.3938 1.0000 -0.500 0.2222 0.01697 0.00773 -0.0074 0.3783 1.0000 -0.250 0.2446 0.01719 0.00776 -0.0065 0.3651 1.0000 0.000 0.2673 0.01743 0.00785 -0.0056 0.3543 1.0000 0.250 0.2900 0.01777 0.00796 -0.0047 0.3460 1.0000 0.500 0.3131 0.01800 0.00816 -0.0039 0.3376 1.0000 0.750 0.3360 0.01837 0.00834 -0.0030 0.3311 1.0000 1.000 0.3592 0.01869 0.00865 -0.0022 0.3244 1.0000 1.250 0.3822 0.01901 0.00890 -0.0014 0.3181 1.0000 1.500 0.4053 0.01951 0.00923 -0.0006 0.3129 1.0000 1.750 0.4285 0.01984 0.00965 0.0002 0.3078 1.0000 2.000 0.4516 0.02024 0.01007 0.0010 0.3033 1.0000 2.250 0.4747 0.02072 0.01049 0.0018 0.2994 1.0000 2.500 0.4977 0.02138 0.01109 0.0025 0.2961 1.0000 2.750 0.5203 0.02188 0.01177 0.0033 0.2925 1.0000 3.000 0.5426 0.02243 0.01241 0.0042 0.2886 1.0000 3.250 0.5647 0.02300 0.01299 0.0051 0.2848 1.0000 3.500 0.5867 0.02368 0.01364 0.0060 0.2816 1.0000 3.750 0.6081 0.02461 0.01464 0.0069 0.2791 1.0000 4.000 0.6288 0.02544 0.01573 0.0079 0.2763 1.0000 4.250 0.6489 0.02631 0.01678 0.0089 0.2728 1.0000 4.500 0.6691 0.02711 0.01767 0.0100 0.2691 1.0000 4.750 0.6899 0.02787 0.01841 0.0110 0.2659 1.0000 5.000 0.7095 0.02908 0.01959 0.0121 0.2629 1.0000 5.250 0.7253 0.03027 0.02118 0.0134 0.2590 1.0000 5.500 0.7418 0.03148 0.02261 0.0148 0.2549 1.0000 5.750 0.7599 0.03243 0.02364 0.0161 0.2513 1.0000 6.000 0.7807 0.03318 0.02428 0.0172 0.2481 1.0000 6.250 0.7938 0.03499 0.02631 0.0187 0.2450 1.0000 6.500 0.8017 0.03730 0.02903 0.0204 0.2417 1.0000 6.750 0.8102 0.03952 0.03154 0.0220 0.2384 1.0000 7.000 0.8227 0.04110 0.03323 0.0235 0.2351 1.0000 7.250 0.8451 0.04155 0.03356 0.0248 0.2321 1.0000 7.500 0.8507 0.04418 0.03639 0.0264 0.2289 1.0000 7.750 0.8275 0.04988 0.04263 0.0283 0.2259 1.0000 8.000 0.7893 0.05755 0.05062 0.0288 0.2253 1.0000 8.250 0.7427 0.06666 0.05986 0.0272 0.2279 1.0000 8.500 0.7375 0.07165 0.06489 0.0268 0.2315 1.0000 8.750 0.7552 0.07398 0.06723 0.0281 0.2307 1.0000 9.000 0.5667 0.09931 0.09234 0.0080 0.2695 1.0000