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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.250 -0.4151 0.10023 0.09696 0.0034 1.0000 0.0268 -10.000 -0.4169 0.09571 0.09246 0.0018 1.0000 0.0268 -9.750 -0.5345 0.09022 0.08671 -0.0045 1.0000 0.0204 -9.500 -0.5285 0.08808 0.08460 -0.0040 1.0000 0.0201 -9.250 -0.5300 0.08409 0.08065 -0.0061 1.0000 0.0198 -9.000 -0.5358 0.07961 0.07619 -0.0093 1.0000 0.0193 -8.750 -0.5473 0.07511 0.07168 -0.0112 1.0000 0.0189 -8.500 -0.5607 0.07103 0.06756 -0.0110 1.0000 0.0184 -8.250 -0.5696 0.06652 0.06297 -0.0109 1.0000 0.0181 -8.000 -0.5747 0.06205 0.05838 -0.0103 1.0000 0.0179 -7.750 -0.5750 0.05812 0.05432 -0.0092 1.0000 0.0181 -7.500 -0.5728 0.05429 0.05032 -0.0078 1.0000 0.0183 -7.250 -0.5687 0.05048 0.04631 -0.0060 1.0000 0.0186 -7.000 -0.5634 0.04659 0.04220 -0.0038 1.0000 0.0185 -6.750 -0.5572 0.04258 0.03791 -0.0013 1.0000 0.0182 -6.500 -0.5494 0.03873 0.03376 0.0016 1.0000 0.0180 -6.250 -0.5397 0.03518 0.02987 0.0045 1.0000 0.0180 -6.000 -0.5279 0.03200 0.02635 0.0074 1.0000 0.0182 -5.750 -0.5144 0.02912 0.02312 0.0102 1.0000 0.0185 -5.500 -0.4988 0.02657 0.02022 0.0128 1.0000 0.0190 -5.250 -0.4713 0.02344 0.01644 0.0135 0.9894 0.0205 -5.000 -0.4326 0.02203 0.01491 0.0111 0.9606 0.0212 -4.750 -0.3844 0.02042 0.01305 0.0072 0.9039 0.0221 -4.500 -0.3371 0.01889 0.01105 0.0040 0.8207 0.0235 -4.250 -0.3091 0.01804 0.00978 0.0048 0.7678 0.0250 -4.000 -0.2847 0.01758 0.00919 0.0057 0.7347 0.0264 -3.750 -0.2599 0.01699 0.00843 0.0068 0.7067 0.0278 -3.500 -0.2353 0.01638 0.00762 0.0079 0.6793 0.0293 -3.250 -0.2113 0.01579 0.00694 0.0090 0.6503 0.0311 -3.000 -0.1878 0.01543 0.00648 0.0102 0.6131 0.0335 -2.750 -0.1647 0.01508 0.00593 0.0115 0.5663 0.0357 -2.500 -0.1431 0.01475 0.00536 0.0130 0.5076 0.0379 -2.250 -0.1214 0.01466 0.00500 0.0143 0.4355 0.0413 -2.000 -0.0990 0.01462 0.00464 0.0156 0.3754 0.0446 -1.750 -0.0763 0.01445 0.00430 0.0167 0.3419 0.0487 -1.500 -0.0521 0.01437 0.00407 0.0176 0.3207 0.0542 -1.250 -0.0282 0.01421 0.00383 0.0186 0.3059 0.0620 -1.000 -0.0042 0.01406 0.00365 0.0195 0.2945 0.0787 -0.750 0.0043 0.01241 0.00335 0.0227 0.2874 0.4321 -0.500 0.0288 0.01142 0.00391 0.0251 0.2784 0.8739 -0.250 0.0653 0.01184 0.00423 0.0245 0.2696 0.9140 0.000 0.1227 0.01254 0.00471 0.0196 0.2596 0.9370 0.250 0.1764 0.01306 0.00508 0.0153 0.2508 0.9543 0.500 0.2165 0.01325 0.00510 0.0129 0.2437 0.9577 0.750 0.2476 0.01335 0.00510 0.0123 0.2381 0.9606 1.000 0.2745 0.01343 0.00510 0.0125 0.2332 0.9640 1.250 0.3025 0.01354 0.00511 0.0125 0.2288 0.9664 1.500 0.3330 0.01367 0.00513 0.0119 0.2249 0.9681 1.750 0.3634 0.01377 0.00519 0.0114 0.2211 0.9703 2.000 0.3923 0.01389 0.00526 0.0112 0.2175 0.9731 2.250 0.4191 0.01403 0.00534 0.0114 0.2143 0.9761 2.500 0.4498 0.01420 0.00542 0.0107 0.2113 0.9778 2.750 0.4799 0.01437 0.00553 0.0102 0.2086 0.9797 3.000 0.5093 0.01451 0.00567 0.0098 0.2056 0.9821 3.250 0.5376 0.01467 0.00582 0.0097 0.2026 0.9849 3.500 0.5684 0.01484 0.00597 0.0090 0.2000 0.9869 3.750 0.5990 0.01503 0.00612 0.0083 0.1977 0.9889 4.000 0.6285 0.01527 0.00631 0.0078 0.1956 0.9911 4.250 0.6575 0.01554 0.00657 0.0074 0.1938 0.9933 4.500 0.6873 0.01576 0.00683 0.0068 0.1919 0.9952 4.750 0.7178 0.01597 0.00708 0.0061 0.1895 0.9973 5.000 0.7485 0.01615 0.00729 0.0054 0.1865 0.9994 5.250 0.7728 0.01636 0.00751 0.0059 0.1841 1.0000 5.500 0.7939 0.01659 0.00773 0.0070 0.1818 1.0000 5.750 0.8147 0.01692 0.00802 0.0082 0.1798 1.0000 6.000 0.8357 0.01720 0.00836 0.0094 0.1779 1.0000 6.250 0.8566 0.01746 0.00871 0.0106 0.1757 1.0000 6.500 0.8774 0.01775 0.00907 0.0119 0.1736 1.0000 6.750 0.8980 0.01803 0.00941 0.0131 0.1715 1.0000 7.000 0.9185 0.01834 0.00976 0.0144 0.1696 1.0000 7.250 0.9389 0.01865 0.01012 0.0156 0.1678 1.0000 7.500 0.9590 0.01901 0.01049 0.0169 0.1662 1.0000 7.750 0.9791 0.01946 0.01093 0.0181 0.1644 1.0000 8.000 0.9992 0.01987 0.01146 0.0194 0.1628 1.0000 8.250 1.0192 0.02027 0.01199 0.0206 0.1609 1.0000 8.500 1.0390 0.02068 0.01252 0.0219 0.1589 1.0000 8.750 1.0588 0.02109 0.01303 0.0232 0.1568 1.0000 9.000 1.0786 0.02147 0.01349 0.0244 0.1547 1.0000 9.250 1.0983 0.02184 0.01392 0.0256 0.1527 1.0000 9.500 1.1179 0.02222 0.01429 0.0268 0.1505 1.0000 9.750 1.1367 0.02270 0.01489 0.0281 0.1482 1.0000 10.000 1.1553 0.02312 0.01549 0.0294 0.1452 1.0000 10.250 1.1740 0.02350 0.01599 0.0306 0.1422 1.0000 10.500 1.1927 0.02384 0.01642 0.0319 0.1396 1.0000 10.750 1.2109 0.02425 0.01688 0.0332 0.1376 1.0000 11.000 1.2285 0.02480 0.01748 0.0345 0.1357 1.0000 11.250 1.2449 0.02546 0.01836 0.0358 0.1333 1.0000 11.500 1.2611 0.02606 0.01913 0.0372 0.1307 1.0000 11.750 1.2770 0.02658 0.01978 0.0386 0.1281 1.0000 12.000 1.2927 0.02703 0.02030 0.0400 0.1258 1.0000 12.250 1.3071 0.02756 0.02085 0.0416 0.1239 1.0000 12.500 1.3190 0.02843 0.02196 0.0432 0.1212 1.0000 12.750 1.3300 0.02921 0.02292 0.0449 0.1184 1.0000 13.000 1.3386 0.02987 0.02369 0.0470 0.1156 1.0000 13.250 1.3446 0.03054 0.02441 0.0492 0.1134 1.0000 13.500 1.3488 0.03160 0.02559 0.0512 0.1115 1.0000 13.750 1.3512 0.03301 0.02720 0.0528 0.1093 1.0000 14.000 1.3524 0.03460 0.02895 0.0539 0.1070 1.0000 14.250 1.3525 0.03643 0.03091 0.0544 0.1049 1.0000 14.500 1.3512 0.03860 0.03317 0.0543 0.1031 1.0000 14.750 1.3472 0.04130 0.03596 0.0536 0.1014 1.0000 15.000 1.3364 0.04517 0.04004 0.0522 0.0996 1.0000 15.250 1.3195 0.05014 0.04521 0.0497 0.0980 1.0000 15.500 1.2914 0.05720 0.05246 0.0455 0.0966 1.0000 15.750 1.2261 0.07079 0.06628 0.0371 0.0960 1.0000