XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: MARSKE MONARCH AIRFOIL (NACA 43012A) 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 -0.4993 0.08825 0.08471 -0.0103 1.0000 0.0215 -10.000 -0.5114 0.08154 0.07805 -0.0153 1.0000 0.0212 -9.750 -0.5334 0.07424 0.07071 -0.0207 1.0000 0.0209 -9.500 -0.5585 0.06860 0.06499 -0.0218 1.0000 0.0206 -9.250 -0.5844 0.06396 0.06024 -0.0197 1.0000 0.0203 -9.000 -0.6034 0.05943 0.05556 -0.0169 1.0000 0.0202 -8.750 -0.6167 0.05485 0.05077 -0.0140 1.0000 0.0201 -8.500 -0.6218 0.05117 0.04690 -0.0111 1.0000 0.0203 -8.250 -0.6250 0.04741 0.04292 -0.0079 1.0000 0.0204 -8.000 -0.6228 0.04440 0.03970 -0.0048 1.0000 0.0208 -7.750 -0.6213 0.04092 0.03593 -0.0013 1.0000 0.0215 -7.500 -0.6251 0.03590 0.03035 0.0036 1.0000 0.0223 -7.250 -0.6249 0.03139 0.02520 0.0083 1.0000 0.0229 -7.000 -0.6097 0.03024 0.02399 0.0104 1.0000 0.0232 -6.750 -0.5744 0.02868 0.02228 0.0085 0.9768 0.0238 -6.500 -0.5355 0.02660 0.01989 0.0061 0.9318 0.0248 -6.250 -0.4856 0.02382 0.01637 0.0020 0.8649 0.0269 -6.000 -0.4493 0.02294 0.01525 0.0006 0.8003 0.0278 -5.750 -0.4239 0.02212 0.01413 0.0015 0.7607 0.0286 -5.500 -0.3993 0.02120 0.01290 0.0026 0.7324 0.0297 -5.250 -0.3743 0.02036 0.01170 0.0038 0.7095 0.0312 -5.000 -0.3497 0.01974 0.01105 0.0046 0.6871 0.0324 -4.750 -0.3247 0.01917 0.01037 0.0055 0.6634 0.0336 -4.500 -0.2994 0.01852 0.00956 0.0065 0.6345 0.0349 -4.250 -0.2747 0.01802 0.00882 0.0076 0.5955 0.0364 -4.000 -0.2518 0.01754 0.00822 0.0088 0.5433 0.0379 -3.750 -0.2295 0.01728 0.00769 0.0101 0.4777 0.0394 -3.500 -0.2078 0.01709 0.00717 0.0116 0.4036 0.0408 -3.250 -0.1853 0.01695 0.00674 0.0128 0.3548 0.0425 -3.000 -0.1632 0.01665 0.00635 0.0140 0.3288 0.0443 -2.750 -0.1404 0.01641 0.00602 0.0152 0.3123 0.0461 -2.500 -0.1173 0.01618 0.00571 0.0164 0.3005 0.0479 -2.250 -0.0946 0.01597 0.00541 0.0176 0.2907 0.0503 -2.000 -0.0713 0.01577 0.00518 0.0187 0.2829 0.0530 -1.750 -0.0477 0.01564 0.00497 0.0198 0.2754 0.0559 -1.500 -0.0242 0.01551 0.00478 0.0209 0.2691 0.0595 -1.250 -0.0001 0.01538 0.00462 0.0219 0.2628 0.0661 -1.000 0.0232 0.01524 0.00449 0.0231 0.2569 0.0786 -0.750 0.0410 0.01471 0.00432 0.0250 0.2523 0.1881 -0.500 0.0390 0.01243 0.00454 0.0315 0.2494 0.8149 -0.250 0.0808 0.01289 0.00503 0.0300 0.2436 0.8760 0.000 0.1134 0.01338 0.00541 0.0301 0.2389 0.9043 0.250 0.1619 0.01410 0.00597 0.0271 0.2340 0.9223 0.500 0.2217 0.01475 0.00651 0.0217 0.2287 0.9340 0.750 0.2617 0.01501 0.00666 0.0196 0.2246 0.9390 1.000 0.2942 0.01517 0.00670 0.0187 0.2210 0.9416 1.250 0.3213 0.01534 0.00673 0.0189 0.2179 0.9441 1.500 0.3454 0.01541 0.00678 0.0197 0.2153 0.9472 1.750 0.3693 0.01550 0.00683 0.0205 0.2127 0.9502 2.000 0.4007 0.01564 0.00691 0.0198 0.2099 0.9517 2.250 0.4308 0.01578 0.00700 0.0194 0.2074 0.9534 2.500 0.4592 0.01593 0.00709 0.0193 0.2052 0.9553 2.750 0.4858 0.01613 0.00721 0.0194 0.2032 0.9577 3.000 0.5093 0.01636 0.00737 0.0203 0.2015 0.9609 3.250 0.5367 0.01653 0.00755 0.0203 0.1998 0.9630 3.500 0.5676 0.01673 0.00775 0.0196 0.1979 0.9645 3.750 0.5976 0.01694 0.00795 0.0191 0.1960 0.9664 4.000 0.6260 0.01714 0.00815 0.0189 0.1940 0.9687 4.250 0.6520 0.01735 0.00835 0.0192 0.1922 0.9715 4.500 0.6779 0.01757 0.00855 0.0194 0.1905 0.9740 4.750 0.7080 0.01782 0.00877 0.0188 0.1889 0.9756 5.000 0.7372 0.01813 0.00904 0.0183 0.1875 0.9774 5.250 0.7653 0.01850 0.00939 0.0180 0.1861 0.9795 5.500 0.7928 0.01880 0.00976 0.0179 0.1849 0.9821 5.750 0.8206 0.01912 0.01014 0.0176 0.1836 0.9846 6.000 0.8510 0.01945 0.01054 0.0168 0.1822 0.9864 6.250 0.8803 0.01980 0.01095 0.0162 0.1808 0.9884 6.500 0.9087 0.02016 0.01135 0.0158 0.1794 0.9906 6.750 0.9364 0.02050 0.01174 0.0155 0.1779 0.9929 7.000 0.9651 0.02082 0.01210 0.0149 0.1763 0.9949 7.250 0.9943 0.02115 0.01246 0.0143 0.1749 0.9969 7.500 1.0233 0.02150 0.01281 0.0136 0.1733 0.9990 7.750 1.0476 0.02197 0.01323 0.0138 0.1715 1.0000 8.000 1.0644 0.02232 0.01372 0.0155 0.1701 1.0000 8.250 1.0810 0.02271 0.01423 0.0173 0.1686 1.0000 8.500 1.0973 0.02314 0.01476 0.0190 0.1671 1.0000 8.750 1.1134 0.02359 0.01530 0.0208 0.1657 1.0000 9.000 1.1293 0.02405 0.01584 0.0226 0.1645 1.0000 9.250 1.1451 0.02450 0.01637 0.0244 0.1632 1.0000 9.500 1.1607 0.02494 0.01687 0.0262 0.1620 1.0000 9.750 1.1763 0.02539 0.01738 0.0280 0.1610 1.0000 10.000 1.1919 0.02584 0.01787 0.0298 0.1599 1.0000 10.250 1.2075 0.02633 0.01839 0.0315 0.1589 1.0000 10.500 1.2235 0.02692 0.01898 0.0331 0.1577 1.0000 10.750 1.2363 0.02761 0.01979 0.0351 0.1566 1.0000 11.000 1.2469 0.02833 0.02070 0.0373 0.1553 1.0000 11.250 1.2570 0.02905 0.02158 0.0396 0.1538 1.0000 11.500 1.2670 0.02977 0.02244 0.0418 0.1523 1.0000 11.750 1.2768 0.03047 0.02326 0.0439 0.1508 1.0000 12.000 1.2864 0.03115 0.02402 0.0461 0.1495 1.0000 12.250 1.2955 0.03185 0.02480 0.0482 0.1483 1.0000 12.500 1.3019 0.03247 0.02548 0.0508 0.1472 1.0000 12.750 1.3081 0.03313 0.02620 0.0533 0.1463 1.0000 13.000 1.3152 0.03387 0.02698 0.0554 0.1453 1.0000 13.250 1.3250 0.03468 0.02781 0.0570 0.1443 1.0000 13.500 1.3185 0.03634 0.02967 0.0593 0.1432 1.0000 13.750 1.3068 0.03864 0.03220 0.0608 0.1420 1.0000 14.000 1.2929 0.04151 0.03529 0.0614 0.1406 1.0000 14.250 1.2758 0.04513 0.03911 0.0610 0.1392 1.0000 14.500 1.2539 0.04968 0.04385 0.0595 0.1378 1.0000 14.750 1.2206 0.05620 0.05056 0.0564 0.1362 1.0000 15.000 1.1571 0.06796 0.06252 0.0493 0.1341 1.0000 15.250 1.1487 0.07223 0.06683 0.0473 0.1329 1.0000 15.500 1.1716 0.07168 0.06627 0.0483 0.1322 1.0000