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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.750 -0.5465 0.08581 0.08356 -0.0027 1.0000 0.0098 -9.500 -0.5541 0.08033 0.07811 -0.0069 1.0000 0.0096 -9.250 -0.5732 0.07370 0.07147 -0.0126 1.0000 0.0096 -9.000 -0.5914 0.06921 0.06693 -0.0130 1.0000 0.0094 -8.750 -0.6073 0.06446 0.06210 -0.0123 1.0000 0.0093 -8.500 -0.6177 0.05939 0.05690 -0.0115 1.0000 0.0093 -8.250 -0.6255 0.05411 0.05145 -0.0099 1.0000 0.0093 -8.000 -0.6311 0.04864 0.04576 -0.0076 1.0000 0.0094 -7.750 -0.7095 0.02351 0.01862 0.0060 1.0000 0.0103 -7.500 -0.6955 0.02104 0.01575 0.0084 1.0000 0.0106 -7.250 -0.6752 0.02035 0.01501 0.0099 1.0000 0.0109 -7.000 -0.6547 0.01959 0.01416 0.0114 1.0000 0.0111 -6.750 -0.6300 0.01872 0.01317 0.0120 0.9965 0.0113 -6.500 -0.5944 0.01753 0.01182 0.0104 0.9809 0.0117 -6.250 -0.5468 0.01617 0.01023 0.0063 0.9418 0.0123 -6.000 -0.4991 0.01515 0.00874 0.0025 0.8274 0.0129 -5.750 -0.4778 0.01473 0.00796 0.0042 0.7667 0.0133 -5.500 -0.4556 0.01428 0.00732 0.0056 0.7308 0.0137 -5.250 -0.4316 0.01405 0.00696 0.0066 0.7020 0.0142 -5.000 -0.4071 0.01382 0.00662 0.0076 0.6762 0.0149 -4.750 -0.3828 0.01348 0.00614 0.0085 0.6491 0.0157 -4.500 -0.3582 0.01312 0.00564 0.0095 0.6250 0.0165 -4.250 -0.3345 0.01275 0.00515 0.0106 0.5937 0.0171 -4.000 -0.3104 0.01258 0.00483 0.0115 0.5508 0.0178 -3.750 -0.2866 0.01249 0.00453 0.0126 0.4947 0.0188 -3.500 -0.2629 0.01248 0.00423 0.0136 0.4224 0.0200 -3.250 -0.2394 0.01247 0.00398 0.0145 0.3553 0.0212 -3.000 -0.2144 0.01241 0.00380 0.0153 0.3237 0.0226 -2.750 -0.1891 0.01228 0.00357 0.0160 0.3049 0.0241 -2.500 -0.1640 0.01212 0.00333 0.0168 0.2914 0.0257 -2.250 -0.1382 0.01201 0.00319 0.0174 0.2805 0.0278 -2.000 -0.1122 0.01193 0.00303 0.0180 0.2720 0.0300 -1.750 -0.0868 0.01176 0.00285 0.0187 0.2640 0.0325 -1.500 -0.0608 0.01168 0.00272 0.0193 0.2571 0.0355 -1.250 -0.0348 0.01157 0.00258 0.0200 0.2503 0.0386 -1.000 -0.0089 0.01151 0.00248 0.0206 0.2430 0.0430 -0.750 0.0173 0.01142 0.00238 0.0211 0.2372 0.0493 -0.500 0.0432 0.01132 0.00230 0.0218 0.2311 0.0648 -0.250 0.0617 0.01052 0.00217 0.0234 0.2261 0.2813 0.000 0.0585 0.00860 0.00198 0.0295 0.2237 0.7514 0.250 0.0807 0.00844 0.00213 0.0314 0.2190 0.8527 0.500 0.1082 0.00853 0.00226 0.0321 0.2138 0.8918 0.750 0.1364 0.00866 0.00235 0.0325 0.2092 0.9097 1.000 0.1660 0.00879 0.00246 0.0326 0.2054 0.9247 1.250 0.1974 0.00896 0.00258 0.0322 0.2010 0.9355 1.500 0.2268 0.00913 0.00268 0.0322 0.1971 0.9439 1.750 0.2588 0.00928 0.00277 0.0315 0.1937 0.9469 2.000 0.2884 0.00938 0.00283 0.0313 0.1912 0.9494 2.250 0.3155 0.00947 0.00289 0.0316 0.1884 0.9530 2.500 0.3454 0.00960 0.00296 0.0313 0.1853 0.9552 2.750 0.3771 0.00974 0.00305 0.0306 0.1823 0.9567 3.000 0.4080 0.00991 0.00317 0.0300 0.1796 0.9585 3.250 0.4384 0.01004 0.00328 0.0295 0.1781 0.9606 3.500 0.4672 0.01017 0.00339 0.0294 0.1766 0.9633 3.750 0.4957 0.01030 0.00352 0.0293 0.1749 0.9660 4.000 0.5281 0.01044 0.00364 0.0284 0.1724 0.9670 4.250 0.5600 0.01059 0.00376 0.0275 0.1699 0.9682 4.500 0.5912 0.01077 0.00391 0.0268 0.1673 0.9698 4.750 0.6214 0.01097 0.00409 0.0262 0.1652 0.9719 5.000 0.6494 0.01116 0.00427 0.0262 0.1636 0.9750 5.250 0.6800 0.01131 0.00445 0.0256 0.1625 0.9767 5.500 0.7118 0.01146 0.00462 0.0247 0.1609 0.9779 5.750 0.7430 0.01161 0.00479 0.0239 0.1589 0.9794 6.000 0.7734 0.01179 0.00498 0.0233 0.1572 0.9813 6.250 0.8026 0.01197 0.00518 0.0229 0.1556 0.9836 6.500 0.8312 0.01217 0.00539 0.0226 0.1540 0.9859 6.750 0.8625 0.01240 0.00562 0.0217 0.1522 0.9872 7.000 0.8932 0.01267 0.00589 0.0209 0.1499 0.9888 7.250 0.9239 0.01286 0.00612 0.0201 0.1485 0.9906 7.500 0.9541 0.01302 0.00634 0.0195 0.1467 0.9926 7.750 0.9836 0.01321 0.00658 0.0190 0.1446 0.9945 8.000 1.0144 0.01341 0.00682 0.0181 0.1427 0.9959 8.250 1.0449 0.01363 0.00707 0.0173 0.1406 0.9975 8.500 1.0750 0.01387 0.00732 0.0165 0.1380 0.9990 8.750 1.1028 0.01412 0.00761 0.0162 0.1354 1.0000 9.000 1.1237 0.01431 0.00787 0.0174 0.1335 1.0000 9.250 1.1443 0.01454 0.00815 0.0187 0.1315 1.0000 9.500 1.1649 0.01476 0.00843 0.0199 0.1290 1.0000 9.750 1.1852 0.01502 0.00871 0.0212 0.1266 1.0000 10.000 1.2049 0.01531 0.00902 0.0224 0.1240 1.0000 10.250 1.2257 0.01557 0.00936 0.0236 0.1217 1.0000 10.500 1.2462 0.01584 0.00969 0.0248 0.1184 1.0000 10.750 1.2663 0.01614 0.01003 0.0259 0.1150 1.0000 11.000 1.2859 0.01649 0.01040 0.0271 0.1115 1.0000 11.250 1.3058 0.01683 0.01081 0.0283 0.1082 1.0000 11.500 1.3251 0.01721 0.01123 0.0295 0.1047 1.0000 11.750 1.3436 0.01765 0.01170 0.0308 0.1014 1.0000 12.000 1.3623 0.01807 0.01219 0.0320 0.0988 1.0000 12.250 1.3802 0.01854 0.01272 0.0333 0.0960 1.0000 12.500 1.3967 0.01910 0.01332 0.0347 0.0925 1.0000 12.750 1.4126 0.01968 0.01395 0.0362 0.0891 1.0000 13.000 1.4277 0.02029 0.01462 0.0377 0.0855 1.0000 13.250 1.4394 0.02110 0.01545 0.0396 0.0812 1.0000 13.500 1.4528 0.02175 0.01619 0.0412 0.0779 1.0000 13.750 1.4627 0.02254 0.01704 0.0433 0.0733 1.0000 14.000 1.4660 0.02348 0.01802 0.0462 0.0695 1.0000 14.250 1.4721 0.02436 0.01898 0.0485 0.0643 1.0000 14.500 1.4734 0.02565 0.02032 0.0507 0.0590 1.0000 14.750 1.4683 0.02760 0.02228 0.0525 0.0510 1.0000 15.250 1.4515 0.03339 0.02822 0.0527 0.0432 1.0000 15.500 1.4395 0.03739 0.03235 0.0512 0.0411 1.0000 15.750 1.4199 0.04286 0.03797 0.0484 0.0397 1.0000 16.000 1.3970 0.04945 0.04475 0.0446 0.0395 1.0000 16.250 1.3645 0.05799 0.05352 0.0397 0.0401 1.0000 16.500 1.3214 0.06815 0.06389 0.0343 0.0411 1.0000 16.750 1.2740 0.07849 0.07441 0.0292 0.0419 1.0000 17.000 1.2369 0.08726 0.08332 0.0248 0.0426 1.0000