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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.5797 0.08997 0.08836 0.0038 1.0000 0.0142 -9.750 -0.5830 0.08516 0.08357 0.0005 1.0000 0.0144 -9.500 -0.5974 0.07796 0.07637 -0.0068 1.0000 0.0144 -9.250 -0.5166 0.06673 0.06527 -0.0082 1.0000 0.0156 -9.000 -0.5445 0.06033 0.05882 -0.0121 1.0000 0.0154 -8.750 -0.5703 0.05579 0.05422 -0.0115 1.0000 0.0152 -8.500 -0.5904 0.05177 0.05012 -0.0090 1.0000 0.0153 -8.250 -0.6526 0.05700 0.05505 -0.0047 1.0000 0.0150 -8.000 -0.7156 0.03631 0.03338 0.0047 1.0000 0.0135 -7.500 -0.7404 0.02123 0.01685 0.0170 1.0000 0.0133 -7.250 -0.7232 0.01954 0.01488 0.0192 1.0000 0.0135 -7.000 -0.7085 0.01689 0.01192 0.0216 1.0000 0.0139 -6.750 -0.6869 0.01622 0.01120 0.0230 1.0000 0.0142 -6.500 -0.6646 0.01581 0.01076 0.0243 1.0000 0.0145 -6.250 -0.6426 0.01515 0.01004 0.0257 1.0000 0.0148 -6.000 -0.6109 0.01442 0.00923 0.0250 0.9962 0.0151 -5.750 -0.5645 0.01343 0.00814 0.0212 0.9725 0.0158 -5.500 -0.5044 0.01289 0.00713 0.0146 0.8199 0.0164 -5.000 -0.4606 0.01206 0.00592 0.0176 0.7312 0.0176 -4.750 -0.4356 0.01189 0.00567 0.0184 0.7106 0.0183 -4.500 -0.4108 0.01161 0.00530 0.0193 0.6920 0.0189 -4.250 -0.3856 0.01134 0.00495 0.0202 0.6728 0.0196 -4.000 -0.3619 0.01090 0.00441 0.0213 0.6501 0.0204 -3.750 -0.3378 0.01061 0.00404 0.0223 0.6192 0.0212 -3.500 -0.3133 0.01051 0.00380 0.0232 0.5714 0.0221 -3.250 -0.2890 0.01050 0.00357 0.0242 0.5084 0.0232 -3.000 -0.2655 0.01053 0.00332 0.0252 0.4284 0.0243 -2.750 -0.2422 0.01051 0.00307 0.0262 0.3537 0.0258 -2.500 -0.2170 0.01048 0.00292 0.0270 0.3187 0.0272 -2.250 -0.1912 0.01043 0.00277 0.0276 0.2992 0.0284 -2.000 -0.1663 0.01021 0.00250 0.0285 0.2865 0.0307 -1.750 -0.1401 0.01014 0.00240 0.0291 0.2760 0.0328 -1.500 -0.1140 0.01005 0.00225 0.0297 0.2669 0.0348 -1.250 -0.0882 0.00991 0.00210 0.0303 0.2595 0.0381 -1.000 -0.0616 0.00986 0.00201 0.0309 0.2517 0.0410 -0.750 -0.0356 0.00975 0.00189 0.0315 0.2445 0.0472 -0.500 -0.0096 0.00962 0.00180 0.0321 0.2380 0.0635 -0.250 -0.0023 0.00800 0.00154 0.0358 0.2328 0.4894 0.000 -0.0004 0.00675 0.00145 0.0414 0.2291 0.8076 0.250 0.0227 0.00668 0.00151 0.0429 0.2240 0.8597 0.500 0.0481 0.00673 0.00159 0.0439 0.2177 0.8869 0.750 0.0737 0.00681 0.00169 0.0449 0.2127 0.9069 1.000 0.1007 0.00691 0.00177 0.0455 0.2082 0.9202 1.250 0.1277 0.00703 0.00186 0.0461 0.2032 0.9302 1.500 0.1547 0.00717 0.00197 0.0466 0.1987 0.9378 1.750 0.1828 0.00727 0.00205 0.0469 0.1961 0.9445 2.000 0.2133 0.00744 0.00219 0.0467 0.1928 0.9508 2.250 0.2391 0.00756 0.00227 0.0474 0.1896 0.9559 2.500 0.2689 0.00771 0.00237 0.0471 0.1857 0.9584 2.750 0.3006 0.00783 0.00247 0.0464 0.1837 0.9600 3.000 0.3325 0.00793 0.00256 0.0457 0.1820 0.9615 3.250 0.3643 0.00803 0.00264 0.0450 0.1796 0.9631 3.500 0.3954 0.00815 0.00273 0.0444 0.1770 0.9650 3.750 0.4247 0.00829 0.00283 0.0442 0.1745 0.9675 4.000 0.4499 0.00846 0.00298 0.0448 0.1717 0.9713 4.250 0.4836 0.00863 0.00314 0.0436 0.1697 0.9721 4.500 0.5180 0.00873 0.00324 0.0422 0.1685 0.9727 4.750 0.5519 0.00885 0.00335 0.0410 0.1668 0.9733 5.000 0.5853 0.00898 0.00348 0.0398 0.1653 0.9741 5.250 0.6182 0.00911 0.00361 0.0387 0.1635 0.9751 5.500 0.6506 0.00926 0.00375 0.0377 0.1618 0.9763 5.750 0.6823 0.00944 0.00392 0.0369 0.1600 0.9777 6.000 0.7125 0.00968 0.00415 0.0363 0.1577 0.9796 6.250 0.7393 0.00992 0.00440 0.0365 0.1559 0.9826 6.500 0.7706 0.00999 0.00450 0.0357 0.1548 0.9840 6.750 0.8042 0.01010 0.00464 0.0345 0.1536 0.9847 7.000 0.8376 0.01021 0.00476 0.0332 0.1517 0.9856 7.250 0.8705 0.01032 0.00489 0.0320 0.1496 0.9866 7.500 0.9028 0.01047 0.00504 0.0310 0.1475 0.9878 7.750 0.9341 0.01070 0.00525 0.0301 0.1444 0.9892 8.000 0.9648 0.01092 0.00550 0.0293 0.1423 0.9908 8.250 0.9957 0.01100 0.00563 0.0285 0.1409 0.9924 8.500 1.0255 0.01112 0.00578 0.0280 0.1389 0.9941 8.750 1.0583 0.01122 0.00590 0.0268 0.1362 0.9949 9.000 1.0905 0.01138 0.00607 0.0257 0.1333 0.9959 9.250 1.1220 0.01163 0.00633 0.0246 0.1299 0.9971 9.500 1.1545 0.01171 0.00646 0.0235 0.1274 0.9982 9.750 1.1864 0.01185 0.00662 0.0223 0.1235 0.9993 10.000 1.2151 0.01209 0.00685 0.0218 0.1192 1.0000 10.250 1.2356 0.01228 0.00708 0.0231 0.1163 1.0000 10.500 1.2559 0.01249 0.00732 0.0244 0.1124 1.0000 10.750 1.2753 0.01278 0.00759 0.0257 0.1079 1.0000 11.000 1.2950 0.01305 0.00790 0.0271 0.1043 1.0000 11.250 1.3138 0.01339 0.00824 0.0285 0.0992 1.0000 11.500 1.3323 0.01377 0.00863 0.0300 0.0948 1.0000 11.750 1.3506 0.01416 0.00903 0.0314 0.0906 1.0000 12.000 1.3676 0.01467 0.00953 0.0330 0.0850 1.0000 12.250 1.3855 0.01509 0.00998 0.0345 0.0808 1.0000 12.500 1.4015 0.01568 0.01058 0.0362 0.0754 1.0000 12.750 1.4191 0.01614 0.01107 0.0376 0.0701 1.0000 13.000 1.4340 0.01683 0.01175 0.0393 0.0618 1.0000 13.250 1.4415 0.01806 0.01286 0.0418 0.0469 1.0000 13.500 1.4513 0.01908 0.01388 0.0440 0.0411 1.0000 13.750 1.4610 0.02005 0.01488 0.0461 0.0382 1.0000 14.000 1.4710 0.02095 0.01584 0.0482 0.0360 1.0000 14.250 1.4818 0.02174 0.01671 0.0501 0.0350 1.0000 14.500 1.4870 0.02266 0.01771 0.0528 0.0339 1.0000 14.750 1.4866 0.02372 0.01884 0.0560 0.0330 1.0000 15.000 1.4846 0.02512 0.02032 0.0586 0.0319 1.0000 15.250 1.4799 0.02706 0.02236 0.0601 0.0309 1.0000 15.500 1.4794 0.02914 0.02456 0.0603 0.0304 1.0000 15.750 1.4785 0.03169 0.02723 0.0595 0.0299 1.0000 16.000 1.4734 0.03505 0.03073 0.0579 0.0294 1.0000 16.250 1.4598 0.03992 0.03575 0.0551 0.0291 1.0000 16.500 1.4278 0.04815 0.04420 0.0498 0.0293 1.0000 16.750 1.3282 0.06743 0.06382 0.0387 0.0303 1.0000 17.000 1.2607 0.08054 0.07712 0.0319 0.0315 1.0000