XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: RONCZ 1080 VOYAGER INNER AFT 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.250 -0.2944 0.13752 0.13238 -0.0398 0.9704 0.2860 -10.000 -0.3399 0.13031 0.12473 -0.0373 0.9789 0.2971 -9.750 -0.3446 0.12784 0.12229 -0.0376 0.9761 0.3072 -9.500 -0.3649 0.12700 0.12152 -0.0377 0.9735 0.3203 -9.250 -0.3282 0.12192 0.11637 -0.0389 0.9709 0.3308 -9.000 -0.3426 0.12006 0.11458 -0.0375 0.9681 0.3413 -8.750 -0.3369 0.11740 0.11192 -0.0368 0.9655 0.3491 -8.500 -0.3493 0.11538 0.10996 -0.0356 0.9635 0.3589 -8.250 -0.3497 0.11262 0.10720 -0.0347 0.9621 0.3622 -8.000 -0.5758 0.09630 0.09110 -0.0444 0.9700 0.1800 -7.750 -0.6286 0.09495 0.08976 -0.0379 0.9738 0.1816 -7.500 -0.6802 0.09334 0.08811 -0.0312 0.9799 0.1829 -7.250 -0.7282 0.08927 0.08390 -0.0241 0.9907 0.1661 -7.000 -0.7446 0.08706 0.08183 -0.0171 1.0000 0.1617 -6.750 -0.7854 0.07826 0.07215 -0.0152 1.0000 0.1341 -6.500 -0.7810 0.07400 0.06782 -0.0136 1.0000 0.1288 -6.250 -0.7896 0.06846 0.06144 -0.0110 1.0000 0.1185 -6.000 -0.7830 0.06480 0.05755 -0.0093 1.0000 0.1159 -5.750 -0.7764 0.06127 0.05362 -0.0074 1.0000 0.1137 -5.500 -0.7673 0.05804 0.04992 -0.0056 1.0000 0.1125 -5.250 -0.7555 0.05532 0.04678 -0.0039 1.0000 0.1132 -5.000 -0.7414 0.05283 0.04384 -0.0024 1.0000 0.1143 -4.750 -0.7253 0.05052 0.04110 -0.0009 1.0000 0.1153 -4.500 -0.7073 0.04842 0.03856 0.0005 1.0000 0.1166 -4.250 -0.6882 0.04673 0.03636 0.0019 1.0000 0.1195 -4.000 -0.6692 0.04505 0.03467 0.0028 1.0000 0.1250 -3.750 -0.6491 0.04384 0.03322 0.0039 1.0000 0.1332 -3.500 -0.6284 0.04257 0.03197 0.0049 1.0000 0.1436 -3.250 -0.6070 0.04155 0.03099 0.0060 1.0000 0.1600 -3.000 -0.5849 0.04071 0.03021 0.0073 1.0000 0.1853 -2.750 -0.5658 0.03963 0.02952 0.0089 1.0000 0.2318 -2.500 -0.2138 0.05430 0.04638 -0.0278 1.0000 1.0000 -2.250 -0.2106 0.05395 0.04583 -0.0259 1.0000 1.0000 -2.000 -0.2068 0.05369 0.04538 -0.0240 1.0000 1.0000 -1.750 -0.2025 0.05350 0.04499 -0.0222 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1977 0.05336 0.04468 -0.0203 1.0000 1.0000 -1.250 -0.1927 0.05328 0.04443 -0.0184 1.0000 1.0000 -1.000 -0.1874 0.05323 0.04423 -0.0165 1.0000 1.0000 -0.750 -0.1819 0.05322 0.04407 -0.0145 1.0000 1.0000 -0.500 -0.1763 0.05324 0.04394 -0.0126 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1706 0.05328 0.04385 -0.0107 1.0000 1.0000 0.000 -0.1648 0.05334 0.04378 -0.0087 1.0000 1.0000 0.250 -0.1591 0.05342 0.04375 -0.0068 1.0000 1.0000 0.500 -0.1534 0.05352 0.04372 -0.0048 1.0000 1.0000 0.750 -0.1478 0.05363 0.04373 -0.0029 1.0000 1.0000 1.000 -0.1422 0.05374 0.04374 -0.0009 1.0000 1.0000 1.250 -0.1368 0.05387 0.04378 0.0011 1.0000 1.0000 1.500 -0.1314 0.05400 0.04382 0.0030 1.0000 1.0000 1.750 -0.1262 0.05413 0.04387 0.0050 1.0000 1.0000 2.000 -0.1213 0.05425 0.04391 0.0071 1.0000 1.0000 2.250 -0.1164 0.05438 0.04397 0.0091 1.0000 1.0000 2.500 -0.0943 0.05569 0.04519 0.0076 0.9942 1.0000 2.750 -0.0653 0.05755 0.04698 0.0047 0.9834 1.0000 3.000 -0.0393 0.05913 0.04847 0.0025 0.9715 1.0000 3.250 -0.0158 0.06051 0.04979 0.0009 0.9584 1.0000 3.500 0.0038 0.06153 0.05075 0.0002 0.9447 1.0000 3.750 0.0205 0.06239 0.05156 0.0000 0.9308 1.0000 4.000 0.0350 0.06326 0.05239 0.0003 0.9177 1.0000 4.250 0.0518 0.06462 0.05370 0.0002 0.9066 1.0000 4.500 0.0771 0.06675 0.05577 -0.0013 0.8945 1.0000 4.750 0.0875 0.06710 0.05609 -0.0003 0.8804 1.0000 5.000 0.1003 0.06810 0.05705 0.0002 0.8681 1.0000 5.250 0.1341 0.07152 0.06042 -0.0028 0.8594 1.0000 5.500 0.1430 0.07164 0.06054 -0.0016 0.8448 1.0000 5.750 0.1540 0.07255 0.06143 -0.0010 0.8320 1.0000 6.000 0.1780 0.07502 0.06389 -0.0024 0.8229 1.0000 6.250 0.1997 0.07676 0.06564 -0.0034 0.8094 1.0000 6.500 0.2084 0.07760 0.06648 -0.0025 0.7961 1.0000 6.750 0.2265 0.07966 0.06855 -0.0032 0.7862 1.0000 7.000 0.2562 0.08248 0.07138 -0.0054 0.7739 1.0000 7.250 0.2614 0.08312 0.07206 -0.0042 0.7602 1.0000 7.500 0.2750 0.08494 0.07390 -0.0044 0.7489 1.0000 7.750 0.3116 0.08874 0.07774 -0.0074 0.7382 1.0000 8.000 0.3142 0.08920 0.07824 -0.0061 0.7237 1.0000 8.250 0.3227 0.09079 0.07989 -0.0058 0.7116 1.0000 8.500 0.3524 0.09434 0.08348 -0.0080 0.7018 1.0000 8.750 0.3683 0.09607 0.08527 -0.0084 0.6870 1.0000 9.000 0.3707 0.09723 0.08648 -0.0076 0.6737 1.0000 9.250 0.3830 0.09946 0.08877 -0.0080 0.6619 1.0000 9.500 0.4135 0.10306 0.09245 -0.0100 0.6503 1.0000 9.750 0.4301 0.10509 0.09457 -0.0105 0.6350 1.0000 10.000 0.4277 0.10626 0.09579 -0.0097 0.6222 1.0000 10.250 0.4374 0.10855 0.09816 -0.0100 0.6099 1.0000 10.500 0.4573 0.11151 0.10121 -0.0111 0.5983 1.0000 10.750 0.4778 0.11418 0.10396 -0.0120 0.5833 1.0000 11.000 0.4949 0.11650 0.10637 -0.0126 0.5677 1.0000 11.250 0.5076 0.11853 0.10849 -0.0129 0.5519 1.0000 11.500 0.5130 0.12012 0.11016 -0.0127 0.5344 1.0000 11.750 0.5893 0.11381 0.10396 -0.0097 0.4587 1.0000 12.000 0.6052 0.11540 0.10565 -0.0098 0.4429 1.0000 12.250 0.6228 0.11701 0.10737 -0.0099 0.4281 1.0000 12.500 0.6404 0.11855 0.10901 -0.0099 0.4129 1.0000 12.750 0.6609 0.11994 0.11053 -0.0099 0.3982 1.0000 13.000 0.6840 0.12099 0.11170 -0.0097 0.3835 1.0000 13.250 0.7089 0.12154 0.11238 -0.0092 0.3686 1.0000 13.500 0.6788 0.12800 0.11885 -0.0108 0.3600 1.0000 13.750 0.6904 0.13030 0.12125 -0.0110 0.3468 1.0000 14.000 0.7090 0.13195 0.12302 -0.0110 0.3341 1.0000 14.250 0.7328 0.13263 0.12383 -0.0104 0.3200 1.0000 14.500 0.7068 0.13981 0.13101 -0.0130 0.3148 1.0000 14.750 0.7258 0.14151 0.13282 -0.0129 0.3027 1.0000 15.000 0.7109 0.14747 0.13880 -0.0153 0.2983 1.0000 15.250 0.6659 0.16038 0.15169 -0.0223 0.3421 1.0000