XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: ONERA OA206 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.500 -0.6583 0.09753 0.09138 0.0351 1.0000 0.2665 -7.250 -0.6510 0.09372 0.08757 0.0364 1.0000 0.2897 -7.000 -0.6611 0.09096 0.08491 0.0336 1.0000 0.3116 -6.750 -0.6389 0.08688 0.08082 0.0398 1.0000 0.3469 -6.500 -0.6402 0.08408 0.07809 0.0408 1.0000 0.3819 -6.250 -0.6345 0.08121 0.07528 0.0445 1.0000 0.4254 -6.000 -0.5973 0.07726 0.07126 0.0529 1.0000 0.4915 -5.500 -0.5118 0.06990 0.06371 0.0670 1.0000 0.7065 -4.500 -0.4689 0.04065 0.03191 -0.0105 1.0000 0.1686 -4.250 -0.4378 0.03685 0.02756 -0.0111 1.0000 0.1507 -4.000 -0.4061 0.03393 0.02385 -0.0113 1.0000 0.1406 -3.750 -0.3760 0.03095 0.02043 -0.0112 1.0000 0.1333 -3.500 -0.3443 0.02884 0.01764 -0.0107 1.0000 0.1277 -3.250 -0.3148 0.02660 0.01510 -0.0102 1.0000 0.1270 -3.000 -0.2862 0.02457 0.01294 -0.0097 1.0000 0.1324 -2.750 -0.2574 0.02303 0.01123 -0.0090 1.0000 0.1416 -2.500 -0.2287 0.02137 0.00955 -0.0080 1.0000 0.1499 -2.250 -0.2021 0.02001 0.00819 -0.0069 1.0000 0.1674 -2.000 -0.1309 0.01495 0.00634 -0.0093 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1068 0.01481 0.00557 -0.0084 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0841 0.01469 0.00506 -0.0077 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0619 0.01459 0.00471 -0.0069 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0403 0.01451 0.00443 -0.0061 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0193 0.01446 0.00422 -0.0052 1.0000 1.0000 -0.500 0.0010 0.01444 0.00407 -0.0041 1.0000 1.0000 -0.250 0.0208 0.01444 0.00395 -0.0030 1.0000 1.0000 0.000 0.0401 0.01446 0.00390 -0.0018 1.0000 1.0000 0.250 0.0590 0.01451 0.00389 -0.0005 1.0000 1.0000 0.500 0.0780 0.01459 0.00393 0.0007 1.0000 1.0000 0.750 0.0974 0.01469 0.00402 0.0017 1.0000 1.0000 1.000 0.1172 0.01483 0.00416 0.0026 1.0000 1.0000 1.250 0.1375 0.01500 0.00435 0.0034 1.0000 1.0000 1.500 0.1581 0.01521 0.00460 0.0040 1.0000 1.0000 1.750 0.1791 0.01546 0.00492 0.0045 1.0000 1.0000 2.000 0.2002 0.01577 0.00532 0.0047 1.0000 1.0000 2.250 0.2213 0.01614 0.00584 0.0048 1.0000 1.0000 2.500 0.2420 0.01661 0.00645 0.0046 1.0000 1.0000 2.750 0.2620 0.01723 0.00724 0.0041 1.0000 1.0000 3.000 0.3423 0.01820 0.00874 -0.0079 0.9654 1.0000 3.250 0.4470 0.01817 0.00945 -0.0190 0.8674 1.0000 3.500 0.4694 0.01786 0.00924 -0.0137 0.7830 1.0000 3.750 0.4831 0.01783 0.00903 -0.0073 0.6988 1.0000 4.000 0.4991 0.01827 0.00918 -0.0025 0.6149 1.0000 4.250 0.5186 0.01912 0.00963 0.0008 0.5380 1.0000 4.500 0.5402 0.02025 0.01042 0.0030 0.4684 1.0000 4.750 0.5631 0.02160 0.01154 0.0046 0.4023 1.0000 5.000 0.5853 0.02300 0.01270 0.0060 0.3338 1.0000 5.250 0.6067 0.02438 0.01374 0.0074 0.2570 1.0000 5.500 0.6295 0.02637 0.01535 0.0085 0.1873 1.0000 5.750 0.6552 0.02881 0.01788 0.0093 0.1503 1.0000 6.000 0.6805 0.03136 0.02052 0.0098 0.1294 1.0000 6.250 0.7059 0.03436 0.02369 0.0102 0.1178 1.0000 6.500 0.7309 0.03831 0.02851 0.0105 0.1130 1.0000 6.750 0.7532 0.04151 0.03175 0.0107 0.1050 1.0000 7.000 0.7723 0.04613 0.03725 0.0104 0.1028 1.0000 7.250 0.7891 0.05138 0.04301 0.0100 0.1038 1.0000 7.500 0.7951 0.05905 0.05166 0.0072 0.1102 1.0000 7.750 0.8014 0.06581 0.05875 0.0050 0.1158 1.0000 8.000 0.7949 0.07503 0.06837 -0.0011 0.1284 1.0000