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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 -0.5570 0.08850 0.08509 0.0008 1.0000 0.0453 -9.000 -0.5671 0.08323 0.07984 -0.0037 1.0000 0.0456 -8.750 -0.5809 0.07875 0.07533 -0.0058 1.0000 0.0462 -8.500 -0.5954 0.07507 0.07160 -0.0055 1.0000 0.0467 -8.250 -0.6169 0.07124 0.06748 -0.0053 1.0000 0.0484 -8.000 -0.6353 0.06911 0.06488 -0.0024 1.0000 0.0489 -7.750 -0.6253 0.06261 0.05854 -0.0026 1.0000 0.0497 -7.500 -0.6134 0.05933 0.05533 -0.0018 1.0000 0.0504 -7.250 -0.6036 0.05659 0.05258 -0.0006 1.0000 0.0515 -7.000 -0.5943 0.05393 0.04984 0.0008 1.0000 0.0531 -6.750 -0.5912 0.05372 0.04892 0.0050 1.0000 0.0584 -6.500 -0.5846 0.04803 0.04320 0.0062 1.0000 0.0597 -6.250 -0.5693 0.04491 0.04017 0.0071 1.0000 0.0611 -6.000 -0.5547 0.04268 0.03792 0.0086 1.0000 0.0633 -5.500 -0.5305 0.03809 0.03282 0.0136 1.0000 0.0727 -5.250 -0.5133 0.03617 0.03096 0.0149 1.0000 0.0766 -5.000 -0.5011 0.03447 0.02893 0.0178 1.0000 0.0859 -4.750 -0.4835 0.03245 0.02699 0.0192 1.0000 0.0900 -4.500 -0.4698 0.03093 0.02521 0.0218 1.0000 0.1010 -4.250 -0.4521 0.02922 0.02355 0.0235 1.0000 0.1070 -4.000 -0.4247 0.02418 0.01742 0.0283 1.0000 0.0614 -3.750 -0.3860 0.02126 0.01410 0.0276 0.9909 0.0523 -3.500 -0.3367 0.01914 0.01163 0.0244 0.9695 0.0510 -3.250 -0.2865 0.01747 0.00986 0.0207 0.9331 0.0518 -3.000 -0.2322 0.01633 0.00861 0.0161 0.8734 0.0559 -2.750 -0.1964 0.01564 0.00766 0.0156 0.8103 0.0582 -2.500 -0.1724 0.01474 0.00662 0.0170 0.7641 0.0606 -2.250 -0.1506 0.01434 0.00610 0.0188 0.7243 0.0653 -2.000 -0.1286 0.01402 0.00562 0.0206 0.6822 0.0695 -1.750 -0.1095 0.01351 0.00499 0.0228 0.6266 0.0751 -1.500 -0.0900 0.01346 0.00453 0.0249 0.5246 0.0831 -1.250 -0.0716 0.01346 0.00407 0.0271 0.4237 0.0978 -1.000 -0.0731 0.01139 0.00358 0.0321 0.3896 0.5174 -0.750 0.0811 0.01407 0.00683 0.0138 0.3271 0.9587 -0.500 0.1986 0.01441 0.00672 -0.0032 0.3015 0.9895 -0.250 0.2397 0.01437 0.00649 -0.0060 0.2914 0.9957 0.000 0.2746 0.01431 0.00628 -0.0076 0.2831 0.9991 0.250 0.3004 0.01442 0.00627 -0.0074 0.2768 1.0000 0.500 0.3229 0.01448 0.00627 -0.0065 0.2706 1.0000 0.750 0.3454 0.01463 0.00631 -0.0056 0.2657 1.0000 1.000 0.3680 0.01486 0.00645 -0.0047 0.2614 1.0000 1.250 0.3908 0.01497 0.00655 -0.0038 0.2573 1.0000 1.500 0.4136 0.01512 0.00666 -0.0029 0.2534 1.0000 1.750 0.4364 0.01531 0.00678 -0.0020 0.2501 1.0000 2.000 0.4592 0.01569 0.00705 -0.0012 0.2470 1.0000 2.250 0.4821 0.01588 0.00727 -0.0003 0.2443 1.0000 2.500 0.5049 0.01606 0.00749 0.0006 0.2413 1.0000 2.750 0.5277 0.01625 0.00769 0.0015 0.2380 1.0000 3.000 0.5505 0.01648 0.00789 0.0024 0.2352 1.0000 3.250 0.5733 0.01679 0.00815 0.0032 0.2328 1.0000 3.500 0.5962 0.01737 0.00868 0.0040 0.2304 1.0000 3.750 0.6189 0.01761 0.00902 0.0049 0.2285 1.0000 4.000 0.6415 0.01791 0.00941 0.0058 0.2262 1.0000 4.250 0.6638 0.01818 0.00973 0.0068 0.2232 1.0000 4.500 0.6859 0.01837 0.00994 0.0078 0.2199 1.0000 4.750 0.7080 0.01865 0.01015 0.0087 0.2170 1.0000 5.000 0.7297 0.01928 0.01077 0.0096 0.2143 1.0000 5.250 0.7510 0.01960 0.01124 0.0108 0.2120 1.0000 5.500 0.7721 0.02002 0.01179 0.0119 0.2095 1.0000 5.750 0.7931 0.02043 0.01228 0.0130 0.2070 1.0000 6.000 0.8141 0.02079 0.01268 0.0141 0.2044 1.0000 6.250 0.8352 0.02114 0.01302 0.0152 0.2020 1.0000 6.500 0.8560 0.02202 0.01384 0.0162 0.1995 1.0000 6.750 0.8748 0.02241 0.01447 0.0177 0.1970 1.0000 7.000 0.8938 0.02295 0.01517 0.0191 0.1940 1.0000 7.250 0.9132 0.02345 0.01577 0.0204 0.1913 1.0000 7.500 0.9330 0.02387 0.01623 0.0217 0.1888 1.0000 7.750 0.9533 0.02433 0.01668 0.0229 0.1866 1.0000 8.000 0.9722 0.02537 0.01775 0.0241 0.1842 1.0000 8.250 0.9872 0.02612 0.01880 0.0260 0.1813 1.0000 8.500 1.0037 0.02688 0.01974 0.0276 0.1782 1.0000 8.750 1.0225 0.02732 0.02024 0.0290 0.1753 1.0000 9.000 1.0429 0.02757 0.02049 0.0302 0.1728 1.0000 9.250 1.0636 0.02841 0.02122 0.0311 0.1701 1.0000 9.500 1.0747 0.02913 0.02232 0.0334 0.1664 1.0000 9.750 1.0914 0.02960 0.02292 0.0349 0.1629 1.0000 10.000 1.1106 0.02989 0.02325 0.0362 0.1602 1.0000 10.250 1.1321 0.03012 0.02344 0.0371 0.1580 1.0000 10.500 1.1494 0.03105 0.02440 0.0383 0.1554 1.0000 10.750 1.1572 0.03222 0.02593 0.0406 0.1522 1.0000 11.000 1.1710 0.03296 0.02683 0.0422 0.1492 1.0000 11.250 1.1886 0.03334 0.02728 0.0435 0.1468 1.0000 11.500 1.2128 0.03309 0.02695 0.0442 0.1445 1.0000 11.750 1.2296 0.03377 0.02767 0.0454 0.1419 1.0000 12.000 1.2312 0.03523 0.02948 0.0479 0.1391 1.0000 12.250 1.2398 0.03604 0.03047 0.0499 0.1361 1.0000 12.500 1.2602 0.03572 0.03015 0.0510 0.1334 1.0000 12.750 1.2892 0.03501 0.02928 0.0513 0.1309 1.0000 13.000 1.2884 0.03647 0.03101 0.0538 0.1284 1.0000 13.250 1.2795 0.03812 0.03294 0.0570 0.1258 1.0000 13.500 1.2793 0.03882 0.03375 0.0596 0.1231 1.0000 13.750 1.3102 0.03731 0.03209 0.0603 0.1196 1.0000 14.000 1.3078 0.03845 0.03333 0.0622 0.1169 1.0000 14.250 1.2877 0.04148 0.03664 0.0631 0.1146 1.0000 14.500 1.2827 0.04363 0.03894 0.0627 0.1114 1.0000 14.750 1.3087 0.04257 0.03769 0.0632 0.1065 1.0000 15.000 1.2804 0.04815 0.04356 0.0605 0.1044 1.0000 15.250 1.2467 0.05538 0.05103 0.0560 0.1026 1.0000 15.500 1.2750 0.05403 0.04943 0.0568 0.0960 1.0000 15.750 1.2321 0.06345 0.05911 0.0508 0.0950 1.0000 16.000 1.1645 0.07753 0.07338 0.0420 0.0953 1.0000