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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.250 -0.5108 0.11865 0.11180 0.0119 1.0000 0.1218 -10.000 -0.5302 0.11616 0.10943 0.0067 1.0000 0.1274 -9.750 -0.5531 0.11312 0.10651 0.0006 1.0000 0.1283 -9.500 -0.5107 0.10750 0.10086 0.0072 1.0000 0.1331 -9.250 -0.5066 0.10387 0.09730 0.0064 1.0000 0.1368 -9.000 -0.5440 0.10109 0.09467 -0.0012 1.0000 0.1445 -8.750 -0.5286 0.09619 0.08983 0.0000 1.0000 0.1472 -8.500 -0.5176 0.09237 0.08605 0.0007 1.0000 0.1503 -8.000 -0.5477 0.07709 0.07036 -0.0094 1.0000 0.0651 -7.750 -0.5437 0.07313 0.06640 -0.0089 1.0000 0.0625 -7.250 -0.5498 0.06436 0.05701 -0.0076 1.0000 0.0545 -7.000 -0.5412 0.06086 0.05344 -0.0065 1.0000 0.0537 -6.750 -0.5336 0.05751 0.04991 -0.0051 1.0000 0.0534 -6.500 -0.5249 0.05432 0.04648 -0.0035 1.0000 0.0534 -6.250 -0.5152 0.05126 0.04310 -0.0017 1.0000 0.0538 -6.000 -0.5034 0.04838 0.03990 0.0003 1.0000 0.0540 -5.750 -0.4900 0.04559 0.03680 0.0023 1.0000 0.0540 -5.500 -0.4751 0.04291 0.03384 0.0042 1.0000 0.0539 -5.250 -0.4589 0.04040 0.03101 0.0062 1.0000 0.0538 -5.000 -0.4414 0.03811 0.02839 0.0082 1.0000 0.0541 -4.750 -0.4231 0.03603 0.02597 0.0102 1.0000 0.0555 -4.500 -0.4040 0.03404 0.02400 0.0114 1.0000 0.0578 -4.250 -0.3834 0.03233 0.02213 0.0129 1.0000 0.0594 -4.000 -0.3614 0.03065 0.02025 0.0144 1.0000 0.0606 -3.750 -0.3388 0.02918 0.01860 0.0158 1.0000 0.0627 -3.500 -0.3159 0.02801 0.01719 0.0171 1.0000 0.0661 -3.250 -0.2917 0.02662 0.01583 0.0180 1.0000 0.0690 -3.000 -0.2466 0.02522 0.01444 0.0152 0.9818 0.0744 -2.750 -0.1911 0.02388 0.01298 0.0108 0.9502 0.0827 -2.500 -0.1413 0.02273 0.01175 0.0072 0.9080 0.0943 -2.250 -0.0955 0.02163 0.01058 0.0045 0.8581 0.1095 -2.000 0.1066 0.01909 0.01037 -0.0199 0.7345 1.0000 -1.750 0.1263 0.01922 0.01000 -0.0178 0.6690 1.0000 -1.500 0.1454 0.01934 0.00967 -0.0158 0.5987 1.0000 -1.250 0.1643 0.01954 0.00932 -0.0138 0.5256 1.0000 -1.000 0.1845 0.01979 0.00903 -0.0122 0.4695 1.0000 -0.750 0.2057 0.02006 0.00884 -0.0110 0.4315 1.0000 -0.500 0.2276 0.02033 0.00873 -0.0100 0.4044 1.0000 -0.250 0.2498 0.02061 0.00870 -0.0090 0.3845 1.0000 0.000 0.2722 0.02088 0.00871 -0.0081 0.3693 1.0000 0.250 0.2949 0.02117 0.00878 -0.0072 0.3575 1.0000 0.500 0.3177 0.02147 0.00889 -0.0064 0.3467 1.0000 0.750 0.3407 0.02177 0.00907 -0.0055 0.3369 1.0000 1.000 0.3635 0.02212 0.00923 -0.0046 0.3285 1.0000 1.250 0.3871 0.02247 0.00952 -0.0039 0.3201 1.0000 1.500 0.4100 0.02286 0.00978 -0.0031 0.3132 1.0000 1.750 0.4330 0.02329 0.01012 -0.0022 0.3077 1.0000 2.000 0.4559 0.02374 0.01057 -0.0014 0.3020 1.0000 2.250 0.4783 0.02421 0.01096 -0.0004 0.2970 1.0000 2.500 0.5007 0.02475 0.01138 0.0005 0.2924 1.0000 2.750 0.5227 0.02528 0.01201 0.0015 0.2869 1.0000 3.000 0.5445 0.02584 0.01256 0.0025 0.2820 1.0000 3.250 0.5663 0.02642 0.01306 0.0035 0.2780 1.0000 3.500 0.5880 0.02711 0.01377 0.0044 0.2748 1.0000 3.750 0.6090 0.02788 0.01469 0.0054 0.2711 1.0000 4.000 0.6298 0.02866 0.01557 0.0064 0.2674 1.0000 4.250 0.6505 0.02941 0.01637 0.0074 0.2638 1.0000 4.500 0.6714 0.03015 0.01706 0.0085 0.2605 1.0000 4.750 0.6911 0.03107 0.01807 0.0096 0.2571 1.0000 5.000 0.7093 0.03216 0.01939 0.0107 0.2535 1.0000 5.250 0.7277 0.03327 0.02069 0.0119 0.2505 1.0000 5.500 0.7461 0.03435 0.02187 0.0130 0.2475 1.0000 5.750 0.7651 0.03532 0.02288 0.0142 0.2446 1.0000 6.000 0.7851 0.03627 0.02379 0.0152 0.2420 1.0000 6.250 0.7963 0.03804 0.02597 0.0167 0.2380 1.0000 6.500 0.8092 0.03966 0.02784 0.0180 0.2344 1.0000 6.750 0.8239 0.04105 0.02937 0.0193 0.2311 1.0000 7.000 0.8414 0.04210 0.03047 0.0205 0.2281 1.0000 7.250 0.8592 0.04319 0.03156 0.0217 0.2252 1.0000 7.500 0.8569 0.04619 0.03503 0.0234 0.2209 1.0000 7.750 0.8602 0.04861 0.03769 0.0248 0.2171 1.0000 8.000 0.8704 0.05027 0.03945 0.0261 0.2139 1.0000 8.250 0.8883 0.05123 0.04043 0.0272 0.2113 1.0000 8.500 0.8861 0.05416 0.04356 0.0286 0.2084 1.0000 8.750 0.8389 0.06136 0.05110 0.0292 0.2050 1.0000 9.000 0.7678 0.07130 0.06110 0.0268 0.2015 1.0000 9.250 0.7452 0.07797 0.06778 0.0235 0.1982 1.0000 9.500 0.7582 0.07937 0.06921 0.0243 0.1958 1.0000 10.000 0.6976 0.09553 0.08531 0.0153 0.1876 1.0000 10.250 0.6928 0.09996 0.08975 0.0136 0.1852 1.0000