XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: RONCZ 1082T VOYAGER TIP OUTER 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.500 -0.3152 0.12036 0.11391 -0.0407 1.0000 0.2764 -10.250 -0.2968 0.11625 0.10985 -0.0396 1.0000 0.2862 -10.000 -0.3105 0.11454 0.10832 -0.0389 1.0000 0.2958 -9.750 -0.3118 0.11276 0.10668 -0.0370 1.0000 0.3077 -9.500 -0.3188 0.11109 0.10519 -0.0339 1.0000 0.3141 -9.250 -0.3447 0.11240 0.10671 -0.0273 1.0000 0.3182 -9.000 -0.3927 0.11502 0.10954 -0.0215 1.0000 0.3249 -8.750 -0.3930 0.11307 0.10765 -0.0183 1.0000 0.3305 -8.500 -0.4302 0.11411 0.10884 -0.0145 1.0000 0.3416 -8.000 -0.4412 0.11035 0.10521 -0.0092 1.0000 0.3605 -7.750 -0.4390 0.10836 0.10324 -0.0070 0.9999 0.3700 -7.500 -0.4254 0.10451 0.09939 -0.0093 0.9948 0.3838 -6.750 -0.6415 0.07531 0.06968 -0.0328 0.9772 0.1558 -6.500 -0.6560 0.06888 0.06251 -0.0324 0.9748 0.1321 -6.250 -0.6476 0.06478 0.05814 -0.0321 0.9723 0.1267 -6.000 -0.6497 0.06074 0.05325 -0.0299 0.9703 0.1182 -5.750 -0.6392 0.05769 0.04989 -0.0287 0.9678 0.1172 -5.500 -0.6260 0.05476 0.04659 -0.0277 0.9656 0.1156 -5.250 -0.6113 0.05208 0.04347 -0.0266 0.9641 0.1141 -5.000 -0.5953 0.04966 0.04063 -0.0254 0.9633 0.1129 -4.750 -0.5767 0.04749 0.03802 -0.0244 0.9624 0.1129 -4.500 -0.5543 0.04567 0.03577 -0.0238 0.9609 0.1144 -4.250 -0.5300 0.04431 0.03387 -0.0233 0.9594 0.1187 -4.000 -0.5115 0.04289 0.03244 -0.0223 0.9589 0.1249 -3.750 -0.4912 0.04189 0.03125 -0.0212 0.9594 0.1319 -3.500 -0.4780 0.04073 0.03011 -0.0188 0.9615 0.1402 -3.250 -0.4614 0.03983 0.02928 -0.0169 0.9628 0.1569 -3.000 -0.0025 0.04410 0.03570 -0.0695 0.9313 1.0000 -2.750 0.0005 0.04423 0.03565 -0.0679 0.9294 1.0000 -2.500 -0.0059 0.04440 0.03569 -0.0645 0.9278 1.0000 -2.250 -0.0098 0.04462 0.03578 -0.0614 0.9272 1.0000 -2.000 -0.0127 0.04489 0.03592 -0.0584 0.9274 1.0000 -1.750 -0.0145 0.04517 0.03607 -0.0554 0.9276 1.0000 -1.500 -0.0153 0.04549 0.03627 -0.0526 0.9284 1.0000 -1.250 -0.0239 0.04574 0.03643 -0.0485 0.9317 1.0000 -1.000 -0.0432 0.04582 0.03645 -0.0424 0.9379 1.0000 -0.750 -0.0473 0.04618 0.03670 -0.0389 0.9435 1.0000 -0.500 -0.1856 0.04342 0.03425 -0.0105 1.0000 1.0000 -0.250 -0.1806 0.04342 0.03410 -0.0084 1.0000 1.0000 0.000 -0.1756 0.04342 0.03397 -0.0062 1.0000 1.0000 0.250 -0.1705 0.04344 0.03385 -0.0040 1.0000 1.0000 0.500 -0.1655 0.04345 0.03375 -0.0019 1.0000 1.0000 0.750 -0.1604 0.04347 0.03364 0.0003 1.0000 1.0000 1.000 -0.1552 0.04350 0.03356 0.0024 1.0000 1.0000 1.250 -0.1499 0.04354 0.03350 0.0045 1.0000 1.0000 1.500 -0.1442 0.04361 0.03346 0.0065 1.0000 1.0000 1.750 -0.1379 0.04371 0.03347 0.0084 1.0000 1.0000 2.000 -0.1308 0.04389 0.03354 0.0101 1.0000 1.0000 2.250 -0.1222 0.04418 0.03373 0.0116 1.0000 1.0000 2.500 -0.1119 0.04459 0.03405 0.0126 1.0000 1.0000 2.750 -0.1001 0.04514 0.03450 0.0134 1.0000 1.0000 3.000 -0.0872 0.04580 0.03507 0.0139 1.0000 1.0000 3.250 -0.0731 0.04659 0.03578 0.0141 0.9999 1.0000 3.500 -0.0416 0.04874 0.03783 0.0109 0.9926 1.0000 3.750 -0.0076 0.05133 0.04032 0.0072 0.9838 1.0000 4.000 0.0237 0.05350 0.04243 0.0040 0.9726 1.0000 4.250 0.0521 0.05535 0.04424 0.0014 0.9603 1.0000 4.500 0.0788 0.05710 0.04595 -0.0008 0.9469 1.0000 4.750 0.1026 0.05866 0.04749 -0.0025 0.9333 1.0000 5.000 0.1255 0.06028 0.04910 -0.0039 0.9196 1.0000 5.250 0.1485 0.06205 0.05086 -0.0054 0.9063 1.0000 5.500 0.1734 0.06413 0.05294 -0.0072 0.8940 1.0000 5.750 0.2075 0.06725 0.05605 -0.0105 0.8818 1.0000 6.000 0.2280 0.06873 0.05757 -0.0114 0.8668 1.0000 6.250 0.2465 0.07021 0.05908 -0.0120 0.8518 1.0000 6.500 0.2641 0.07178 0.06069 -0.0126 0.8372 1.0000 6.750 0.2824 0.07355 0.06249 -0.0132 0.8225 1.0000 7.000 0.3004 0.07540 0.06439 -0.0139 0.8083 1.0000 7.250 0.3191 0.07744 0.06649 -0.0147 0.7943 1.0000 7.500 0.3398 0.07975 0.06886 -0.0158 0.7810 1.0000 7.750 0.3624 0.08221 0.07138 -0.0171 0.7666 1.0000 8.000 0.3886 0.08504 0.07429 -0.0189 0.7521 1.0000 8.250 0.4106 0.08750 0.07686 -0.0200 0.7363 1.0000 8.500 0.4306 0.08985 0.07929 -0.0209 0.7203 1.0000 8.750 0.4475 0.09201 0.08153 -0.0213 0.7041 1.0000 9.000 0.4615 0.09403 0.08365 -0.0215 0.6877 1.0000 9.250 0.4746 0.09608 0.08581 -0.0217 0.6712 1.0000 9.500 0.4835 0.09786 0.08769 -0.0214 0.6537 1.0000 9.750 0.4937 0.09975 0.08967 -0.0213 0.6351 1.0000 10.000 0.5864 0.09561 0.08573 -0.0198 0.5434 1.0000 10.250 0.5972 0.09690 0.08712 -0.0192 0.5228 1.0000 10.500 0.6452 0.09651 0.08695 -0.0192 0.4992 1.0000 10.750 0.6485 0.09833 0.08887 -0.0185 0.4810 1.0000 11.000 0.6688 0.09916 0.08985 -0.0180 0.4611 1.0000 11.250 0.7231 0.09707 0.08802 -0.0170 0.4411 1.0000 11.500 0.7193 0.09979 0.09082 -0.0166 0.4229 1.0000 11.750 0.7336 0.10082 0.09200 -0.0158 0.4039 1.0000 12.000 0.7744 0.09860 0.09003 -0.0140 0.3839 1.0000 12.250 0.8042 0.09720 0.08884 -0.0122 0.3644 1.0000 12.500 0.8062 0.09973 0.09148 -0.0117 0.3460 1.0000 12.750 1.1411 0.05265 0.04443 0.0044 0.2601 1.0000 13.000 1.1392 0.05536 0.04716 0.0061 0.2391 1.0000 13.250 1.1617 0.05673 0.04832 0.0073 0.2127 1.0000 13.500 1.1678 0.05933 0.05094 0.0085 0.1956 1.0000 13.750 1.1761 0.06195 0.05359 0.0095 0.1801 1.0000 14.000 1.1841 0.06478 0.05646 0.0104 0.1667 1.0000 14.250 1.1922 0.06764 0.05935 0.0112 0.1546 1.0000 14.500 1.1817 0.07151 0.06346 0.0121 0.1483 1.0000 14.750 1.1803 0.07519 0.06724 0.0127 0.1406 1.0000 15.000 1.1540 0.08049 0.07285 0.0129 0.1390 1.0000 15.250 1.1234 0.08668 0.07933 0.0124 0.1384 1.0000 15.500 1.0874 0.09413 0.08703 0.0108 0.1398 1.0000 15.750 1.0488 0.10285 0.09593 0.0080 0.1416 1.0000 16.000 1.0124 0.11246 0.10565 0.0043 0.1431 1.0000