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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.500 -0.4749 0.14282 0.13668 -0.0035 0.8757 0.0979 -11.250 -0.4819 0.14043 0.13433 -0.0081 0.8741 0.1008 -11.000 -0.4886 0.13765 0.13159 -0.0131 0.8724 0.1015 -10.750 -0.4631 0.13153 0.12543 -0.0105 0.8704 0.1045 -10.500 -0.4530 0.12785 0.12174 -0.0116 0.8684 0.1093 -10.250 -0.4574 0.12480 0.11872 -0.0158 0.8665 0.1147 -10.000 -0.4698 0.12182 0.11581 -0.0223 0.8644 0.1161 -9.750 -0.4431 0.11677 0.11070 -0.0183 0.8625 0.1211 -9.500 -0.4388 0.11326 0.10719 -0.0201 0.8605 0.1256 -9.250 -0.3213 0.09366 0.08768 -0.0415 0.8541 0.0693 -8.750 -0.3410 0.08127 0.07531 -0.0518 0.8514 0.0584 -8.250 -0.4443 0.08397 0.07768 -0.0467 0.8509 0.0577 -8.000 -0.4405 0.08004 0.07369 -0.0479 0.8491 0.0560 -7.750 -0.4391 0.07597 0.06951 -0.0492 0.8471 0.0544 -7.500 -0.4380 0.07186 0.06522 -0.0501 0.8452 0.0528 -7.250 -0.4348 0.06748 0.06059 -0.0512 0.8431 0.0511 -7.000 -0.4308 0.06299 0.05574 -0.0517 0.8408 0.0494 -6.750 -0.4256 0.05875 0.05090 -0.0511 0.8386 0.0476 -6.250 -0.4016 0.05259 0.04386 -0.0494 0.8349 0.0473 -6.000 -0.3862 0.05012 0.04128 -0.0490 0.8332 0.0489 -5.750 -0.3700 0.04801 0.03891 -0.0481 0.8314 0.0508 -5.500 -0.3525 0.04576 0.03625 -0.0473 0.8293 0.0522 -5.250 -0.3331 0.04346 0.03351 -0.0465 0.8271 0.0528 -5.000 -0.3121 0.04136 0.03096 -0.0457 0.8251 0.0535 -4.750 -0.2888 0.03947 0.02861 -0.0451 0.8234 0.0547 -4.500 -0.2640 0.03797 0.02663 -0.0446 0.8216 0.0578 -4.250 -0.2381 0.03646 0.02486 -0.0445 0.8198 0.0613 -4.000 -0.2101 0.03517 0.02340 -0.0446 0.8181 0.0646 -3.750 -0.1797 0.03409 0.02208 -0.0448 0.8165 0.0696 -3.500 -0.1490 0.03315 0.02101 -0.0456 0.8147 0.0774 -3.250 -0.1189 0.03241 0.02006 -0.0463 0.8131 0.0854 -3.000 -0.0932 0.03178 0.01939 -0.0465 0.8111 0.0995 -2.500 0.1170 0.02783 0.01820 -0.0721 0.8124 1.0000 -2.250 0.1394 0.02806 0.01814 -0.0721 0.8100 1.0000 -2.000 0.1612 0.02834 0.01815 -0.0720 0.8077 1.0000 -1.750 0.1828 0.02865 0.01822 -0.0717 0.8057 1.0000 -1.500 0.2041 0.02898 0.01833 -0.0713 0.8037 1.0000 -1.250 0.2250 0.02936 0.01851 -0.0708 0.8015 1.0000 -1.000 0.2443 0.02983 0.01883 -0.0705 0.7987 1.0000 -0.750 0.2631 0.03031 0.01917 -0.0699 0.7959 1.0000 -0.500 0.2820 0.03079 0.01951 -0.0692 0.7930 1.0000 -0.250 0.3017 0.03126 0.01987 -0.0684 0.7904 1.0000 0.000 0.3222 0.03174 0.02023 -0.0676 0.7881 1.0000 0.250 0.3361 0.03240 0.02082 -0.0664 0.7842 1.0000 0.500 0.3514 0.03301 0.02136 -0.0651 0.7804 1.0000 0.750 0.3696 0.03357 0.02186 -0.0641 0.7770 1.0000 1.000 0.3907 0.03409 0.02231 -0.0632 0.7741 1.0000 1.250 0.4003 0.03486 0.02305 -0.0612 0.7690 1.0000 1.500 0.4153 0.03550 0.02366 -0.0597 0.7644 1.0000 1.750 0.4362 0.03605 0.02418 -0.0588 0.7607 1.0000 2.000 0.4466 0.03680 0.02492 -0.0568 0.7551 1.0000 2.250 0.4611 0.03746 0.02558 -0.0551 0.7496 1.0000 2.500 0.4844 0.03799 0.02613 -0.0544 0.7457 1.0000 2.750 0.4896 0.03882 0.02697 -0.0517 0.7382 1.0000 3.000 0.5099 0.03939 0.02757 -0.0507 0.7331 1.0000 3.250 0.5219 0.04012 0.02832 -0.0487 0.7264 1.0000 3.500 0.5378 0.04075 0.02900 -0.0471 0.7197 1.0000 3.750 0.5562 0.04136 0.02969 -0.0458 0.7136 1.0000 4.000 0.5679 0.04206 0.03043 -0.0438 0.7054 1.0000 4.250 0.5867 0.04263 0.03108 -0.0425 0.6987 1.0000 4.500 0.6008 0.04324 0.03177 -0.0407 0.6901 1.0000 4.750 0.6136 0.04388 0.03248 -0.0387 0.6812 1.0000 5.000 0.6381 0.04421 0.03296 -0.0379 0.6739 1.0000 5.250 0.6471 0.04482 0.03366 -0.0354 0.6628 1.0000 5.500 0.6654 0.04514 0.03410 -0.0338 0.6530 1.0000 5.750 0.6949 0.04496 0.03409 -0.0332 0.6442 1.0000 6.000 0.7090 0.04509 0.03438 -0.0309 0.6311 1.0000 6.250 0.7251 0.04500 0.03444 -0.0287 0.6177 1.0000 6.500 0.7417 0.04476 0.03434 -0.0264 0.6036 1.0000 6.750 0.7590 0.04436 0.03411 -0.0240 0.5890 1.0000 7.000 0.7779 0.04376 0.03373 -0.0217 0.5739 1.0000 7.250 0.7778 0.04416 0.03423 -0.0181 0.5535 1.0000 7.500 0.7959 0.04352 0.03379 -0.0157 0.5350 1.0000 7.750 0.8096 0.04312 0.03358 -0.0131 0.5133 1.0000 8.000 0.8295 0.04211 0.03279 -0.0107 0.4904 1.0000 8.250 0.8490 0.04115 0.03205 -0.0081 0.4607 1.0000 8.500 0.8781 0.03932 0.03029 -0.0055 0.4171 1.0000 8.750 0.9067 0.03772 0.02835 -0.0024 0.3484 1.0000 9.000 0.9137 0.03848 0.02865 0.0006 0.2907 1.0000 9.250 0.9143 0.04008 0.02992 0.0033 0.2479 1.0000 9.500 0.9150 0.04188 0.03143 0.0056 0.2150 1.0000 9.750 0.9175 0.04371 0.03306 0.0075 0.1879 1.0000 10.000 0.9218 0.04551 0.03471 0.0093 0.1656 1.0000 10.250 0.9278 0.04726 0.03638 0.0108 0.1463 1.0000 10.500 0.9353 0.04897 0.03802 0.0123 0.1304 1.0000 10.750 0.9450 0.05059 0.03963 0.0137 0.1166 1.0000 11.000 0.9561 0.05219 0.04131 0.0150 0.1043 1.0000 11.250 0.9709 0.05368 0.04288 0.0164 0.0939 1.0000 11.500 0.9851 0.05523 0.04446 0.0175 0.0851 1.0000 11.750 1.0038 0.05671 0.04610 0.0187 0.0774 1.0000 12.000 1.0211 0.05853 0.04812 0.0198 0.0709 1.0000 12.250 1.0328 0.06058 0.05034 0.0208 0.0656 1.0000 12.500 1.0505 0.06275 0.05264 0.0218 0.0618 1.0000 12.750 1.0538 0.06588 0.05621 0.0227 0.0586 1.0000 13.000 1.0541 0.06897 0.05956 0.0234 0.0558 1.0000 13.250 1.0549 0.07192 0.06267 0.0240 0.0535 1.0000 13.500 1.0597 0.07498 0.06582 0.0245 0.0517 1.0000 13.750 1.0508 0.07933 0.07045 0.0247 0.0509 1.0000 14.000 1.0346 0.08431 0.07576 0.0244 0.0505 1.0000 14.250 1.0157 0.08980 0.08154 0.0234 0.0502 1.0000 14.500 0.9944 0.09588 0.08787 0.0217 0.0501 1.0000 14.750 0.9715 0.10272 0.09492 0.0191 0.0502 1.0000 15.000 0.9475 0.11049 0.10286 0.0155 0.0504 1.0000 15.250 0.9233 0.11926 0.11176 0.0108 0.0507 1.0000 15.500 0.9000 0.12899 0.12158 0.0054 0.0511 1.0000 15.750 0.8795 0.13924 0.13186 -0.0004 0.0514 1.0000