XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: RONCZ LOW DRAG FLYING WING AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.4316 0.11577 0.11159 -0.0220 0.8930 0.0834 -9.750 -0.4396 0.11224 0.10810 -0.0295 0.8917 0.0861 -9.500 -0.4531 0.10798 0.10388 -0.0401 0.8905 0.0868 -9.250 -0.4279 0.10319 0.09908 -0.0330 0.8895 0.0896 -9.000 -0.4161 0.09994 0.09579 -0.0330 0.8885 0.0931 -8.750 -0.4139 0.09611 0.09196 -0.0367 0.8875 0.0970 -8.500 -0.4260 0.09095 0.08682 -0.0479 0.8863 0.1003 -8.250 -0.4530 0.08825 0.08386 -0.0553 0.8849 0.1014 -8.000 -0.4171 0.08256 0.07839 -0.0514 0.8838 0.1053 -7.750 -0.3049 0.06700 0.06305 -0.0615 0.8830 0.1246 -7.500 -0.3258 0.06297 0.05893 -0.0646 0.8824 0.1290 -7.250 -0.4046 0.07156 0.06718 -0.0584 0.8804 0.1206 -7.000 -0.4152 0.07043 0.06549 -0.0610 0.8795 0.1313 -6.750 -0.3894 0.06513 0.06052 -0.0607 0.8787 0.1357 -6.500 -0.3861 0.06250 0.05764 -0.0615 0.8775 0.1479 -6.250 -0.3776 0.06031 0.05528 -0.0611 0.8762 0.1623 -6.000 -0.3649 0.05772 0.05269 -0.0605 0.8752 0.1781 -5.750 -0.3515 0.05529 0.05025 -0.0598 0.8746 0.1947 -5.500 -0.3382 0.05313 0.04806 -0.0589 0.8741 0.2128 -5.250 -0.3295 0.05135 0.04619 -0.0576 0.8736 0.2398 -4.750 -0.2827 0.04004 0.03236 -0.0550 0.8719 0.0842 -4.500 -0.2649 0.03790 0.02942 -0.0523 0.8718 0.0735 -4.250 -0.2457 0.03641 0.02766 -0.0511 0.8718 0.0723 -4.000 -0.2288 0.03500 0.02593 -0.0496 0.8714 0.0735 -3.750 -0.2104 0.03345 0.02419 -0.0484 0.8709 0.0748 -3.500 -0.1898 0.03234 0.02288 -0.0474 0.8711 0.0754 -3.250 -0.1689 0.03146 0.02191 -0.0465 0.8714 0.0775 -3.000 -0.4741 0.04087 0.03433 -0.0008 0.9978 0.1810 -2.750 -0.4145 0.03434 0.02551 0.0011 0.9957 0.0714 -2.500 0.1640 0.02468 0.01803 -0.0880 0.8632 1.0000 -2.250 0.1844 0.02506 0.01820 -0.0879 0.8621 1.0000 -2.000 0.2041 0.02549 0.01846 -0.0875 0.8609 1.0000 -1.750 0.2228 0.02598 0.01880 -0.0872 0.8604 1.0000 -1.500 0.2416 0.02654 0.01921 -0.0865 0.8592 1.0000 -1.250 0.2553 0.02715 0.01972 -0.0855 0.8583 1.0000 -1.000 0.2649 0.02783 0.02030 -0.0837 0.8576 1.0000 -0.750 0.2702 0.02858 0.02097 -0.0811 0.8569 1.0000 -0.500 0.2714 0.02937 0.02169 -0.0777 0.8564 1.0000 -0.250 0.2689 0.03018 0.02243 -0.0735 0.8562 1.0000 0.000 0.2603 0.03102 0.02321 -0.0681 0.8566 1.0000 0.250 0.2560 0.03183 0.02397 -0.0634 0.8574 1.0000 0.500 0.2572 0.03264 0.02471 -0.0597 0.8581 1.0000 0.750 0.2619 0.03347 0.02549 -0.0568 0.8592 1.0000 1.500 0.0539 0.03272 0.02476 -0.0113 0.9779 1.0000 1.750 0.1024 0.03438 0.02631 -0.0168 0.9604 1.0000 2.000 0.1456 0.03582 0.02769 -0.0209 0.9382 1.0000 2.250 0.1847 0.03717 0.02898 -0.0240 0.9198 1.0000 2.500 0.2230 0.03863 0.03040 -0.0269 0.9035 1.0000 2.750 0.2518 0.03973 0.03148 -0.0278 0.8837 1.0000 3.000 0.2818 0.04076 0.03250 -0.0288 0.8646 1.0000 3.250 0.3156 0.04199 0.03373 -0.0304 0.8479 1.0000 3.500 0.4340 0.04129 0.03306 -0.0394 0.7663 1.0000 3.750 0.4632 0.04175 0.03356 -0.0393 0.7517 1.0000 4.000 0.4904 0.04221 0.03406 -0.0390 0.7383 1.0000 4.250 0.5206 0.04262 0.03453 -0.0390 0.7259 1.0000 4.500 0.5757 0.04276 0.03479 -0.0425 0.7166 1.0000 4.750 0.5930 0.04295 0.03504 -0.0405 0.7030 1.0000 5.000 0.6156 0.04300 0.03518 -0.0391 0.6894 1.0000 5.250 0.6424 0.04286 0.03512 -0.0381 0.6760 1.0000 5.500 0.6721 0.04253 0.03491 -0.0374 0.6631 1.0000 5.750 0.7065 0.04193 0.03446 -0.0372 0.6513 1.0000 6.000 0.7628 0.04008 0.03282 -0.0383 0.6443 1.0000 6.250 0.7863 0.03933 0.03220 -0.0364 0.6314 1.0000 6.500 0.8130 0.03826 0.03131 -0.0346 0.6189 1.0000 6.750 0.8430 0.03677 0.03000 -0.0328 0.6065 1.0000 7.000 0.8760 0.03478 0.02821 -0.0310 0.5937 1.0000 7.250 0.9083 0.03255 0.02623 -0.0289 0.5790 1.0000 7.500 0.9421 0.02986 0.02377 -0.0267 0.5615 1.0000 7.750 0.9590 0.02859 0.02267 -0.0239 0.5317 1.0000 8.000 1.0115 0.02341 0.01709 -0.0200 0.4248 1.0000 8.250 1.0064 0.02447 0.01722 -0.0146 0.3181 1.0000 8.500 0.9933 0.02632 0.01851 -0.0096 0.2611 1.0000 8.750 0.9842 0.02795 0.01970 -0.0049 0.2209 1.0000 9.000 0.9822 0.02952 0.02092 -0.0013 0.1879 1.0000 9.250 0.9855 0.03101 0.02215 0.0016 0.1608 1.0000 9.500 0.9935 0.03244 0.02334 0.0040 0.1393 1.0000 9.750 1.0045 0.03381 0.02462 0.0061 0.1213 1.0000 10.000 1.0202 0.03516 0.02589 0.0078 0.1069 1.0000 10.250 1.0382 0.03657 0.02729 0.0092 0.0948 1.0000 10.500 1.0645 0.03815 0.02882 0.0101 0.0847 1.0000 10.750 1.0839 0.03967 0.03033 0.0111 0.0767 1.0000 11.000 1.1141 0.04198 0.03291 0.0116 0.0703 1.0000 11.250 1.1307 0.04376 0.03476 0.0126 0.0652 1.0000 11.500 1.1566 0.04710 0.03838 0.0129 0.0613 1.0000 11.750 1.1624 0.04985 0.04154 0.0150 0.0596 1.0000 12.000 1.1637 0.05274 0.04478 0.0172 0.0581 1.0000 12.250 1.1618 0.05553 0.04786 0.0192 0.0566 1.0000 12.500 1.1652 0.05799 0.05046 0.0206 0.0545 1.0000 12.750 1.1694 0.06098 0.05353 0.0217 0.0526 1.0000 13.000 1.1632 0.06510 0.05789 0.0232 0.0520 1.0000 13.250 1.1499 0.06907 0.06214 0.0247 0.0519 1.0000 13.500 1.1329 0.07300 0.06634 0.0261 0.0520 1.0000 13.750 1.1116 0.07706 0.07069 0.0270 0.0523 1.0000 14.000 1.0816 0.08193 0.07588 0.0272 0.0530 1.0000 14.250 1.0205 0.09052 0.08493 0.0250 0.0551 1.0000 14.500 0.9719 0.10031 0.09498 0.0209 0.0574 1.0000 14.750 0.9355 0.11028 0.10509 0.0159 0.0596 1.0000 15.000 0.9093 0.11988 0.11472 0.0110 0.0611 1.0000 15.250 0.8923 0.12865 0.12350 0.0068 0.0622 1.0000