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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.4249 0.11027 0.10483 -0.0240 1.0000 0.2499 -8.750 -0.4222 0.10740 0.10199 -0.0215 1.0000 0.2586 -8.500 -0.4527 0.10739 0.10209 -0.0193 1.0000 0.2656 -8.000 -0.4636 0.10269 0.09747 -0.0141 1.0000 0.2857 -7.750 -0.4874 0.10190 0.09676 -0.0111 1.0000 0.2957 -7.500 -0.4899 0.09942 0.09432 -0.0081 1.0000 0.3097 -7.250 -0.4973 0.09722 0.09217 -0.0049 1.0000 0.3238 -7.000 -0.5087 0.09524 0.09025 -0.0015 1.0000 0.3385 -6.750 -0.5236 0.09342 0.08850 0.0024 1.0000 0.3542 -6.500 -0.5431 0.09178 0.08693 0.0066 1.0000 0.3708 -6.250 -0.5713 0.09041 0.08563 0.0107 1.0000 0.3883 -5.000 -0.3221 0.07223 0.06708 0.0217 1.0000 0.7746 -4.750 -0.3763 0.07145 0.06644 0.0284 1.0000 0.7302 -4.500 -0.4370 0.07049 0.06563 0.0358 1.0000 0.6958 -4.000 -0.5405 0.05279 0.04503 -0.0043 1.0000 0.1760 -3.750 -0.5179 0.04870 0.04064 -0.0037 1.0000 0.1571 -3.500 -0.4941 0.04551 0.03678 -0.0029 1.0000 0.1415 -3.250 -0.4689 0.04304 0.03343 -0.0017 1.0000 0.1300 -3.000 -0.4461 0.04064 0.03073 -0.0009 1.0000 0.1267 -2.750 -0.4222 0.03880 0.02845 0.0000 1.0000 0.1265 -2.500 -0.3979 0.03738 0.02656 0.0008 1.0000 0.1293 -2.250 -0.3726 0.03609 0.02484 0.0016 1.0000 0.1312 -2.000 -0.3464 0.03457 0.02321 0.0018 1.0000 0.1353 -1.750 -0.3202 0.03377 0.02216 0.0022 1.0000 0.1457 -1.500 -0.2882 0.03291 0.02125 0.0016 1.0000 0.1597 -1.250 -0.1570 0.02967 0.02108 -0.0146 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1422 0.02996 0.02087 -0.0128 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1276 0.03027 0.02081 -0.0112 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1130 0.03061 0.02084 -0.0097 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0983 0.03098 0.02092 -0.0083 1.0000 1.0000 0.000 -0.0834 0.03138 0.02107 -0.0070 1.0000 1.0000 0.250 -0.0684 0.03181 0.02128 -0.0057 1.0000 1.0000 0.500 -0.0532 0.03227 0.02155 -0.0045 1.0000 1.0000 0.750 -0.0379 0.03277 0.02186 -0.0034 1.0000 1.0000 1.000 -0.0224 0.03330 0.02222 -0.0024 1.0000 1.0000 1.250 -0.0069 0.03386 0.02264 -0.0014 1.0000 1.0000 1.500 0.0087 0.03447 0.02311 -0.0005 1.0000 1.0000 1.750 0.0244 0.03511 0.02364 0.0003 1.0000 1.0000 2.000 0.0402 0.03579 0.02421 0.0011 1.0000 1.0000 2.250 0.0559 0.03652 0.02485 0.0018 1.0000 1.0000 2.500 0.0716 0.03729 0.02555 0.0024 1.0000 1.0000 2.750 0.0873 0.03811 0.02630 0.0029 1.0000 1.0000 3.000 0.1029 0.03897 0.02711 0.0034 1.0000 1.0000 3.250 0.1183 0.03988 0.02799 0.0038 1.0000 1.0000 3.500 0.1337 0.04085 0.02893 0.0042 1.0000 1.0000 3.750 0.1489 0.04187 0.02993 0.0045 1.0000 1.0000 4.000 0.1639 0.04295 0.03101 0.0048 1.0000 1.0000 4.250 0.1787 0.04409 0.03215 0.0049 1.0000 1.0000 4.500 0.1934 0.04529 0.03336 0.0051 1.0000 1.0000 4.750 0.2077 0.04655 0.03466 0.0051 1.0000 1.0000 5.000 0.2219 0.04788 0.03602 0.0051 1.0000 1.0000 5.250 0.2357 0.04929 0.03749 0.0051 1.0000 1.0000 5.750 0.3217 0.05557 0.04400 -0.0073 0.9616 1.0000 6.000 0.3680 0.05896 0.04757 -0.0133 0.9233 1.0000 6.250 0.4143 0.06253 0.05131 -0.0186 0.8884 1.0000 6.500 0.4402 0.06462 0.05355 -0.0198 0.8510 1.0000 6.750 0.4752 0.06722 0.05635 -0.0219 0.8114 1.0000 7.000 0.5882 0.06589 0.05538 -0.0248 0.6894 1.0000 7.250 0.6365 0.06571 0.05551 -0.0252 0.6580 1.0000 7.500 0.6709 0.06522 0.05527 -0.0243 0.6298 1.0000 7.750 0.7086 0.06407 0.05439 -0.0231 0.6021 1.0000 8.000 0.7550 0.06155 0.05226 -0.0216 0.5740 1.0000 8.250 0.7911 0.05868 0.04972 -0.0188 0.5437 1.0000 8.500 0.8403 0.05343 0.04495 -0.0150 0.5093 1.0000 8.750 0.9685 0.03594 0.02796 -0.0070 0.4153 1.0000 9.000 0.9839 0.03590 0.02673 -0.0014 0.3170 1.0000 9.250 0.9917 0.03774 0.02798 0.0021 0.2640 1.0000 9.500 1.0260 0.03966 0.02928 0.0033 0.2121 1.0000 9.750 1.0562 0.04191 0.03145 0.0041 0.1795 1.0000 10.000 1.0941 0.04464 0.03400 0.0039 0.1551 1.0000 10.250 1.1205 0.04766 0.03714 0.0046 0.1411 1.0000 10.500 1.1299 0.05032 0.04022 0.0066 0.1323 1.0000 10.750 1.1439 0.05369 0.04382 0.0080 0.1249 1.0000 11.000 1.1468 0.05711 0.04770 0.0102 0.1211 1.0000 11.250 1.1691 0.06099 0.05148 0.0105 0.1139 1.0000 11.500 1.1561 0.06423 0.05522 0.0136 0.1126 1.0000 11.750 1.1411 0.06775 0.05913 0.0164 0.1116 1.0000 12.000 1.1227 0.07133 0.06299 0.0191 0.1113 1.0000 12.250 1.1020 0.07523 0.06714 0.0212 0.1115 1.0000 12.500 1.0803 0.07960 0.07172 0.0226 0.1119 1.0000 12.750 1.0568 0.08444 0.07674 0.0232 0.1125 1.0000 13.000 1.0342 0.08977 0.08222 0.0232 0.1132 1.0000 13.250 1.0146 0.09558 0.08815 0.0226 0.1139 1.0000 13.500 0.9177 0.10984 0.10259 0.0146 0.1267 1.0000 13.750 0.9036 0.11744 0.11020 0.0120 0.1278 1.0000