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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.500 -0.5660 0.08604 0.08382 0.0003 1.0000 0.0219 -9.250 -0.5788 0.07973 0.07753 -0.0055 1.0000 0.0220 -9.000 -0.5942 0.07484 0.07260 -0.0081 1.0000 0.0221 -8.750 -0.6105 0.07095 0.06867 -0.0074 1.0000 0.0222 -8.500 -0.6207 0.06704 0.06469 -0.0065 1.0000 0.0225 -8.250 -0.6458 0.05883 0.05596 -0.0044 1.0000 0.0239 -8.000 -0.6084 0.04358 0.04087 -0.0052 1.0000 0.0242 -7.750 -0.6033 0.04047 0.03772 -0.0038 1.0000 0.0244 -7.500 -0.5961 0.03771 0.03492 -0.0023 1.0000 0.0247 -7.250 -0.5873 0.03517 0.03232 -0.0008 1.0000 0.0250 -7.000 -0.5779 0.03257 0.02964 0.0008 1.0000 0.0256 -6.750 -0.5684 0.02970 0.02664 0.0028 1.0000 0.0265 -6.500 -0.5663 0.02589 0.02203 0.0083 1.0000 0.0286 -6.250 -0.5889 0.03449 0.03029 0.0137 1.0000 0.0291 -6.000 -0.5731 0.03258 0.02837 0.0153 1.0000 0.0295 -5.750 -0.5570 0.03094 0.02667 0.0171 1.0000 0.0300 -5.500 -0.5529 0.02391 0.01854 0.0241 1.0000 0.0241 -5.250 -0.5335 0.02171 0.01626 0.0258 1.0000 0.0235 -5.000 -0.5026 0.01940 0.01366 0.0255 0.9919 0.0235 -4.750 -0.4584 0.01712 0.01107 0.0224 0.9684 0.0245 -4.500 -0.3936 0.01562 0.00944 0.0148 0.8920 0.0255 -4.250 -0.3660 0.01507 0.00850 0.0155 0.7993 0.0264 -4.000 -0.3420 0.01448 0.00765 0.0168 0.7584 0.0273 -3.750 -0.3171 0.01400 0.00697 0.0179 0.7303 0.0282 -3.500 -0.2930 0.01327 0.00613 0.0190 0.7063 0.0297 -3.250 -0.2685 0.01291 0.00573 0.0199 0.6809 0.0312 -3.000 -0.2442 0.01254 0.00525 0.0210 0.6508 0.0327 -2.750 -0.2200 0.01232 0.00485 0.0221 0.6091 0.0340 -2.500 -0.1994 0.01182 0.00416 0.0238 0.5439 0.0359 -2.250 -0.1774 0.01187 0.00388 0.0251 0.4480 0.0382 -2.000 -0.1544 0.01199 0.00365 0.0262 0.3642 0.0405 -1.750 -0.1321 0.01173 0.00324 0.0275 0.3298 0.0433 -1.500 -0.1072 0.01164 0.00306 0.0283 0.3105 0.0470 -1.000 -0.0574 0.01137 0.00267 0.0300 0.2858 0.0578 -0.750 -0.0330 0.01117 0.00251 0.0309 0.2766 0.0782 -0.500 -0.0411 0.00859 0.00208 0.0374 0.2723 0.6604 -0.250 -0.0284 0.00819 0.00240 0.0418 0.2652 0.8751 0.000 -0.0019 0.00841 0.00264 0.0430 0.2578 0.9111 0.250 0.0304 0.00877 0.00293 0.0430 0.2496 0.9299 0.500 0.0636 0.00915 0.00324 0.0426 0.2425 0.9429 0.750 0.1138 0.00960 0.00357 0.0386 0.2347 0.9473 1.000 0.1649 0.01007 0.00393 0.0343 0.2278 0.9522 1.250 0.2018 0.01031 0.00412 0.0328 0.2228 0.9580 1.500 0.2398 0.01048 0.00419 0.0308 0.2180 0.9593 1.750 0.2750 0.01068 0.00431 0.0294 0.2137 0.9609 2.000 0.3078 0.01075 0.00436 0.0284 0.2107 0.9626 2.250 0.3384 0.01083 0.00441 0.0279 0.2076 0.9645 2.500 0.3669 0.01093 0.00446 0.0278 0.2047 0.9669 2.750 0.3878 0.01108 0.00456 0.0293 0.2022 0.9711 3.000 0.4209 0.01130 0.00472 0.0282 0.1991 0.9720 3.250 0.4548 0.01136 0.00480 0.0269 0.1970 0.9731 3.500 0.4876 0.01147 0.00490 0.0259 0.1948 0.9745 3.750 0.5195 0.01156 0.00498 0.0250 0.1921 0.9761 4.000 0.5504 0.01167 0.00506 0.0244 0.1894 0.9779 4.250 0.5794 0.01187 0.00522 0.0241 0.1873 0.9802 4.500 0.6040 0.01225 0.00556 0.0246 0.1846 0.9833 4.750 0.6375 0.01226 0.00562 0.0234 0.1828 0.9845 5.000 0.6708 0.01234 0.00572 0.0222 0.1807 0.9857 5.250 0.7037 0.01246 0.00586 0.0211 0.1785 0.9872 5.500 0.7356 0.01261 0.00602 0.0201 0.1766 0.9891 5.750 0.7666 0.01277 0.00618 0.0193 0.1747 0.9911 6.000 0.7962 0.01302 0.00641 0.0188 0.1726 0.9931 6.250 0.8258 0.01349 0.00687 0.0181 0.1700 0.9946 6.500 0.8586 0.01357 0.00702 0.0170 0.1688 0.9961 6.750 0.8908 0.01370 0.00721 0.0159 0.1671 0.9977 7.000 0.9230 0.01378 0.00735 0.0148 0.1644 0.9993 7.250 0.9498 0.01392 0.00752 0.0148 0.1623 1.0000 7.500 0.9708 0.01405 0.00766 0.0160 0.1601 1.0000 7.750 0.9910 0.01436 0.00796 0.0173 0.1579 1.0000 8.000 1.0110 0.01471 0.00835 0.0186 0.1555 1.0000 8.250 1.0320 0.01474 0.00847 0.0198 0.1533 1.0000 8.500 1.0525 0.01487 0.00868 0.0211 0.1510 1.0000 8.750 1.0729 0.01502 0.00887 0.0224 0.1487 1.0000 9.000 1.0931 0.01519 0.00906 0.0237 0.1465 1.0000 9.250 1.1120 0.01555 0.00940 0.0251 0.1436 1.0000 9.500 1.1318 0.01579 0.00973 0.0265 0.1415 1.0000 9.750 1.1521 0.01593 0.00998 0.0278 0.1391 1.0000 10.000 1.1726 0.01605 0.01016 0.0290 0.1362 1.0000 10.250 1.1926 0.01621 0.01034 0.0303 0.1334 1.0000 10.500 1.2106 0.01661 0.01073 0.0318 0.1301 1.0000 10.750 1.2313 0.01677 0.01102 0.0330 0.1279 1.0000 11.000 1.2516 0.01698 0.01132 0.0342 0.1250 1.0000 11.250 1.2715 0.01721 0.01159 0.0355 0.1219 1.0000 11.500 1.2897 0.01757 0.01194 0.0369 0.1186 1.0000 11.750 1.3100 0.01783 0.01232 0.0380 0.1156 1.0000 12.000 1.3299 0.01810 0.01267 0.0391 0.1118 1.0000 12.250 1.3480 0.01848 0.01305 0.0404 0.1081 1.0000 12.500 1.3666 0.01887 0.01353 0.0417 0.1044 1.0000 12.750 1.3845 0.01928 0.01398 0.0429 0.0994 1.0000 13.000 1.4003 0.01984 0.01458 0.0444 0.0943 1.0000 13.250 1.4151 0.02048 0.01525 0.0459 0.0886 1.0000 13.500 1.4278 0.02123 0.01606 0.0477 0.0835 1.0000 13.750 1.4374 0.02213 0.01699 0.0496 0.0774 1.0000 14.000 1.4468 0.02302 0.01796 0.0517 0.0712 1.0000 14.250 1.4469 0.02415 0.01911 0.0549 0.0647 1.0000 14.500 1.4444 0.02549 0.02049 0.0578 0.0581 1.0000 14.750 1.4396 0.02725 0.02229 0.0600 0.0526 1.0000 15.000 1.4309 0.02976 0.02487 0.0609 0.0493 1.0000 15.250 1.4221 0.03293 0.02817 0.0603 0.0472 1.0000 15.500 1.4084 0.03725 0.03261 0.0583 0.0457 1.0000 15.750 1.3880 0.04309 0.03862 0.0549 0.0450 1.0000 16.000 1.3577 0.05112 0.04686 0.0498 0.0450 1.0000 16.250 1.3152 0.06133 0.05729 0.0439 0.0455 1.0000 16.500 1.2716 0.07113 0.06725 0.0388 0.0462 1.0000 16.750 1.2293 0.08052 0.07677 0.0340 0.0466 1.0000