XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: MH 84 13.69% 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.2517 0.12886 0.12263 -0.0027 1.0000 0.1708 -9.750 -0.2571 0.12859 0.12246 -0.0056 1.0000 0.1762 -9.500 -0.2696 0.12917 0.12320 -0.0092 1.0000 0.1776 -9.250 -0.2283 0.11992 0.11396 -0.0071 1.0000 0.1831 -9.000 -0.2183 0.11710 0.11123 -0.0082 1.0000 0.1890 -8.750 -0.2306 0.11779 0.11207 -0.0119 1.0000 0.1944 -8.500 -0.2160 0.11287 0.10725 -0.0128 1.0000 0.1971 -8.250 -0.1933 0.10826 0.10272 -0.0128 1.0000 0.2026 -8.000 -0.1900 0.10645 0.10105 -0.0147 1.0000 0.2102 -7.750 -0.2199 0.10929 0.10415 -0.0186 1.0000 0.2136 -7.500 -0.1847 0.10174 0.09667 -0.0170 1.0000 0.2179 -7.250 -0.1984 0.10166 0.09677 -0.0136 1.0000 0.2205 -7.000 -0.2289 0.10329 0.09858 -0.0088 1.0000 0.2214 -6.750 -0.2419 0.10321 0.09862 -0.0074 0.9970 0.2254 -6.500 -0.2422 0.10246 0.09793 -0.0188 0.9758 0.2339 -6.250 -0.1810 0.09506 0.09048 -0.0235 0.9658 0.2494 -6.000 -0.1408 0.08966 0.08508 -0.0303 0.9525 0.2613 -5.750 -0.1233 0.08686 0.08229 -0.0392 0.9347 0.2755 -5.500 -0.0814 0.08208 0.07748 -0.0436 0.9210 0.2897 -5.250 -0.0559 0.07821 0.07360 -0.0478 0.9052 0.2999 -5.000 -0.0520 0.07691 0.07232 -0.0525 0.8864 0.3159 -4.750 -0.0507 0.05801 0.05250 -0.0886 0.8730 0.1445 -4.500 -0.0221 0.05350 0.04780 -0.0925 0.8596 0.1432 -4.250 -0.0012 0.04937 0.04331 -0.0958 0.8443 0.1429 -4.000 0.0251 0.04488 0.03815 -0.0995 0.8304 0.1440 -3.750 0.0556 0.04322 0.03649 -0.0998 0.8177 0.1540 -3.500 0.0826 0.04082 0.03369 -0.1007 0.8034 0.1651 -3.250 0.1065 0.03944 0.03204 -0.1007 0.7885 0.1815 -3.000 0.1335 0.03851 0.03103 -0.1000 0.7756 0.2051 -2.750 0.1622 0.03733 0.02962 -0.0994 0.7629 0.2373 -2.500 0.1830 0.03709 0.02938 -0.0982 0.7480 0.2685 -2.250 0.2079 0.03657 0.02884 -0.0969 0.7356 0.3027 -2.000 0.2346 0.03595 0.02809 -0.0958 0.7231 0.3385 -1.750 0.2552 0.03597 0.02813 -0.0947 0.7088 0.3680 -1.500 0.2837 0.03534 0.02740 -0.0931 0.6987 0.4033 -1.250 0.3058 0.03540 0.02739 -0.0923 0.6843 0.4360 -1.000 0.3267 0.03553 0.02760 -0.0910 0.6716 0.4676 -0.750 0.3549 0.03502 0.02704 -0.0892 0.6615 0.5091 -0.500 0.3741 0.03556 0.02764 -0.0884 0.6473 0.5475 -0.250 0.4023 0.03492 0.02702 -0.0859 0.6390 0.6030 0.000 0.4179 0.03555 0.02787 -0.0847 0.6249 0.6593 0.250 0.4320 0.03546 0.02813 -0.0814 0.6146 0.7451 0.500 0.4772 0.03464 0.02733 -0.0837 0.6029 1.0000 0.750 0.5011 0.03619 0.02850 -0.0852 0.5895 1.0000 1.000 0.5362 0.03597 0.02783 -0.0841 0.5814 1.0000 1.250 0.5508 0.03820 0.02994 -0.0850 0.5675 1.0000 1.500 0.5824 0.03827 0.02968 -0.0838 0.5596 1.0000 1.750 0.5969 0.04042 0.03174 -0.0843 0.5465 1.0000 2.000 0.6155 0.04211 0.03330 -0.0842 0.5364 1.0000 2.250 0.6380 0.04326 0.03429 -0.0837 0.5266 1.0000 2.500 0.6477 0.04600 0.03697 -0.0841 0.5158 1.0000 2.750 0.6718 0.04700 0.03782 -0.0834 0.5072 1.0000 3.000 0.6725 0.05082 0.04163 -0.0843 0.4971 1.0000 3.250 0.6905 0.05253 0.04325 -0.0840 0.4886 1.0000 3.500 0.6937 0.05610 0.04677 -0.0846 0.4806 1.0000 3.750 0.6662 0.06239 0.05310 -0.0864 0.4731 1.0000 4.000 0.7438 0.05812 0.04856 -0.0828 0.4664 1.0000 4.250 0.6731 0.06891 0.05949 -0.0868 0.4615 1.0000 4.500 0.6566 0.07410 0.06467 -0.0880 0.4595 1.0000 4.750 0.6490 0.07856 0.06912 -0.0891 0.4583 1.0000 5.000 0.6445 0.08295 0.07348 -0.0903 0.4589 1.0000 5.250 0.6499 0.08717 0.07768 -0.0916 0.4629 1.0000 5.500 0.6687 0.09090 0.08136 -0.0926 0.4654 1.0000 5.750 0.5704 0.10291 0.09372 -0.1013 0.5568 1.0000 6.000 0.5836 0.10535 0.09609 -0.1013 0.5462 1.0000 6.250 0.6174 0.11010 0.10075 -0.1025 0.5412 1.0000 6.500 0.6020 0.11073 0.10137 -0.1014 0.5286 1.0000