XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA 64-215 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.750 -0.5536 0.09246 0.08529 -0.0400 1.0000 0.1611 -10.500 -0.5741 0.08368 0.07654 -0.0451 1.0000 0.1519 -10.250 -0.6891 0.07305 0.06586 -0.0522 1.0000 0.1428 -10.000 -0.6946 0.06866 0.06145 -0.0517 1.0000 0.1407 -9.750 -0.7114 0.06453 0.05721 -0.0507 1.0000 0.1385 -9.500 -0.7303 0.06066 0.05315 -0.0489 1.0000 0.1362 -9.250 -0.7478 0.05708 0.04930 -0.0463 1.0000 0.1340 -9.000 -0.7625 0.05394 0.04583 -0.0430 1.0000 0.1322 -8.750 -0.7737 0.05127 0.04278 -0.0393 1.0000 0.1310 -8.500 -0.7747 0.04885 0.04016 -0.0362 1.0000 0.1316 -8.250 -0.7719 0.04670 0.03785 -0.0334 1.0000 0.1335 -8.000 -0.7689 0.04466 0.03560 -0.0306 1.0000 0.1355 -7.750 -0.7642 0.04263 0.03330 -0.0279 1.0000 0.1376 -7.500 -0.7564 0.04061 0.03097 -0.0254 1.0000 0.1395 -7.250 -0.7465 0.03877 0.02875 -0.0231 1.0000 0.1420 -7.000 -0.7324 0.03687 0.02676 -0.0214 1.0000 0.1468 -6.750 -0.7166 0.03537 0.02521 -0.0197 1.0000 0.1534 -6.500 -0.6997 0.03395 0.02354 -0.0179 1.0000 0.1596 -6.250 -0.6808 0.03259 0.02235 -0.0164 1.0000 0.1702 -6.000 -0.6626 0.03139 0.02127 -0.0147 1.0000 0.1830 -5.750 -0.6470 0.03024 0.02023 -0.0126 1.0000 0.2001 -5.500 -0.6360 0.02892 0.01916 -0.0103 1.0000 0.2259 -5.250 -0.6306 0.02702 0.01786 -0.0076 1.0000 0.2734 -5.000 -0.6394 0.02566 0.01868 -0.0004 1.0000 0.5093 -4.750 -0.6383 0.02863 0.02173 0.0092 1.0000 0.6117 -4.500 -0.6320 0.03080 0.02379 0.0166 1.0000 0.6550 -4.250 -0.6242 0.03268 0.02556 0.0237 1.0000 0.6878 -4.000 -0.6137 0.03452 0.02730 0.0305 1.0000 0.7173 -3.750 -0.5980 0.03640 0.02905 0.0369 1.0000 0.7476 -3.500 -0.5736 0.03829 0.03076 0.0420 1.0000 0.7831 -3.250 -0.4868 0.04122 0.03330 0.0384 1.0000 0.8297 -3.000 -0.4621 0.04111 0.03298 0.0383 1.0000 0.8510 -2.750 -0.4303 0.04090 0.03257 0.0364 1.0000 0.8677 -2.500 -0.3866 0.04070 0.03215 0.0320 0.9991 0.8813 -2.250 -0.3268 0.04065 0.03184 0.0241 0.9922 0.8927 -2.000 -0.2908 0.04044 0.03146 0.0201 0.9851 0.9027 -1.750 -0.2503 0.04028 0.03114 0.0154 0.9789 0.9119 -1.500 -0.2092 0.04016 0.03087 0.0105 0.9725 0.9202 -1.250 -0.1808 0.04003 0.03064 0.0079 0.9662 0.9288 -1.000 -0.1359 0.03999 0.03047 0.0023 0.9596 0.9363 -0.750 -0.1105 0.04002 0.03042 0.0001 0.9543 0.9445 -0.500 -0.0729 0.03995 0.03029 -0.0042 0.9487 0.9513 -0.250 -0.0393 0.04012 0.03039 -0.0079 0.9430 0.9590 0.000 -0.0019 0.04021 0.03043 -0.0123 0.9375 0.9660 0.250 0.0258 0.04035 0.03055 -0.0150 0.9326 0.9733 0.500 0.0728 0.04072 0.03088 -0.0212 0.9271 0.9807 0.750 0.1059 0.04096 0.03113 -0.0250 0.9218 0.9884 1.000 0.1413 0.04131 0.03148 -0.0293 0.9165 0.9963 1.250 0.1736 0.04181 0.03198 -0.0329 0.9110 1.0000 1.500 0.1672 0.04205 0.03223 -0.0298 0.9069 1.0000 1.750 0.1596 0.04222 0.03240 -0.0265 0.9031 1.0000 2.000 0.1563 0.04244 0.03261 -0.0239 0.8995 1.0000 2.250 0.1564 0.04273 0.03290 -0.0220 0.8962 1.0000 2.500 0.1542 0.04302 0.03319 -0.0196 0.8932 1.0000 2.750 0.1366 0.04292 0.03307 -0.0149 0.8928 1.0000 3.000 0.0984 0.04214 0.03226 -0.0072 0.8994 1.0000 3.250 0.0880 0.04215 0.03223 -0.0040 0.9044 1.0000 3.500 0.0983 0.04292 0.03297 -0.0041 0.9074 1.0000 3.750 0.1165 0.04413 0.03415 -0.0054 0.9097 1.0000 5.250 0.2813 0.05235 0.04260 -0.0171 0.8246 1.0000 5.500 0.3283 0.05380 0.04418 -0.0201 0.7930 1.0000 5.750 0.3511 0.05487 0.04533 -0.0205 0.7712 1.0000 6.000 0.4003 0.05610 0.04674 -0.0232 0.7434 1.0000 6.250 0.4199 0.05710 0.04784 -0.0230 0.7213 1.0000 6.500 0.4730 0.05781 0.04876 -0.0251 0.6947 1.0000 6.750 0.4896 0.05863 0.04970 -0.0242 0.6702 1.0000 7.000 0.5339 0.05861 0.04993 -0.0246 0.6419 1.0000 7.250 0.5869 0.05735 0.04896 -0.0243 0.6110 1.0000 7.500 0.6427 0.05454 0.04651 -0.0227 0.5769 1.0000 8.000 0.8426 0.02976 0.02255 -0.0073 0.3893 1.0000 8.250 0.8329 0.03136 0.02245 -0.0009 0.2730 1.0000 8.500 0.8360 0.03390 0.02421 0.0019 0.2231 1.0000 8.750 0.8647 0.03608 0.02600 0.0025 0.1862 1.0000 9.000 0.9231 0.03864 0.02826 -0.0003 0.1585 1.0000 9.250 0.9691 0.04141 0.03098 -0.0022 0.1443 1.0000 9.500 0.9938 0.04380 0.03365 -0.0019 0.1358 1.0000 9.750 1.0250 0.04708 0.03701 -0.0026 0.1297 1.0000 10.000 1.0372 0.04997 0.04037 -0.0011 0.1266 1.0000 10.250 1.0477 0.05295 0.04370 0.0002 0.1233 1.0000 10.500 1.0614 0.05603 0.04697 0.0011 0.1200 1.0000 10.750 1.0770 0.05985 0.05093 0.0015 0.1179 1.0000 11.000 1.0770 0.06363 0.05506 0.0032 0.1178 1.0000 11.250 1.0542 0.06699 0.05890 0.0064 0.1190 1.0000 11.500 1.0192 0.07057 0.06285 0.0098 0.1205 1.0000 11.750 0.9823 0.07519 0.06776 0.0112 0.1222 1.0000 12.000 0.9437 0.08090 0.07371 0.0107 0.1242 1.0000 12.250 0.9021 0.08809 0.08105 0.0082 0.1265 1.0000 12.500 0.8703 0.09600 0.08905 0.0048 0.1288 1.0000 12.750 0.8595 0.10295 0.09603 0.0023 0.1305 1.0000