XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: RAE 103 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.5581 0.10047 0.09338 0.0121 1.0000 0.3737 -8.750 -0.6725 0.08000 0.07332 -0.0182 1.0000 0.1794 -8.500 -0.7360 0.07511 0.06831 -0.0208 1.0000 0.1723 -8.250 -0.7405 0.06687 0.05975 -0.0222 1.0000 0.1428 -8.000 -0.7545 0.06154 0.05385 -0.0212 1.0000 0.1301 -7.750 -0.7414 0.05642 0.04869 -0.0204 1.0000 0.1246 -7.500 -0.7487 0.05217 0.04347 -0.0176 1.0000 0.1164 -7.250 -0.7348 0.04793 0.03903 -0.0163 1.0000 0.1146 -7.000 -0.7240 0.04444 0.03501 -0.0142 1.0000 0.1147 -6.750 -0.7123 0.04159 0.03151 -0.0118 1.0000 0.1165 -6.500 -0.6928 0.03814 0.02802 -0.0107 1.0000 0.1204 -6.250 -0.6720 0.03527 0.02479 -0.0092 1.0000 0.1229 -6.000 -0.6505 0.03287 0.02191 -0.0075 1.0000 0.1290 -5.750 -0.6269 0.03054 0.01953 -0.0065 1.0000 0.1407 -5.500 -0.5981 0.02818 0.01709 -0.0058 1.0000 0.1533 -5.250 -0.5717 0.02618 0.01519 -0.0048 1.0000 0.1787 -5.000 -0.5473 0.02406 0.01336 -0.0034 1.0000 0.2185 -4.750 -0.5377 0.02140 0.01164 -0.0003 1.0000 0.3083 -4.500 -0.5518 0.01988 0.01256 0.0116 1.0000 0.6567 -4.250 -0.5319 0.02242 0.01499 0.0219 1.0000 0.7772 -4.000 -0.3050 0.02792 0.01864 0.0018 1.0000 0.9084 -3.750 -0.2248 0.02696 0.01713 -0.0080 1.0000 0.9456 -3.500 -0.1597 0.02562 0.01543 -0.0165 1.0000 0.9728 -3.250 -0.0973 0.02410 0.01359 -0.0250 1.0000 0.9948 -3.000 -0.0689 0.02319 0.01255 -0.0271 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0540 0.02263 0.01194 -0.0265 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0393 0.02212 0.01140 -0.0257 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0250 0.02167 0.01090 -0.0248 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0115 0.02127 0.01049 -0.0237 1.0000 1.0000 -1.750 0.0009 0.02092 0.01015 -0.0224 1.0000 1.0000 -1.500 0.0117 0.02062 0.00988 -0.0208 1.0000 1.0000 -1.250 0.0202 0.02039 0.00968 -0.0189 1.0000 1.0000 -1.000 0.0256 0.02023 0.00957 -0.0164 1.0000 1.0000 -0.750 0.0266 0.02016 0.00955 -0.0134 1.0000 1.0000 -0.500 0.0216 0.02016 0.00960 -0.0094 1.0000 1.0000 -0.250 0.0118 0.02020 0.00966 -0.0048 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.02023 0.00969 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 -0.0118 0.02020 0.00966 0.0048 1.0000 1.0000 0.500 -0.0216 0.02016 0.00960 0.0094 1.0000 1.0000 0.750 -0.0266 0.02015 0.00955 0.0134 1.0000 1.0000 1.000 -0.0256 0.02023 0.00957 0.0165 1.0000 1.0000 1.250 -0.0202 0.02038 0.00968 0.0189 1.0000 1.0000 1.500 -0.0116 0.02062 0.00987 0.0208 1.0000 1.0000 1.750 -0.0008 0.02091 0.01014 0.0224 1.0000 1.0000 2.000 0.0116 0.02126 0.01048 0.0237 1.0000 1.0000 2.250 0.0252 0.02166 0.01089 0.0248 1.0000 1.0000 2.500 0.0394 0.02212 0.01139 0.0257 1.0000 1.0000 2.750 0.0541 0.02262 0.01193 0.0265 1.0000 1.0000 3.000 0.0691 0.02318 0.01255 0.0271 1.0000 1.0000 3.250 0.0974 0.02409 0.01357 0.0250 0.9948 1.0000 3.500 0.1605 0.02563 0.01544 0.0163 0.9726 1.0000 3.750 0.2253 0.02696 0.01712 0.0080 0.9455 1.0000 4.000 0.3053 0.02791 0.01864 -0.0018 0.9082 1.0000 4.250 0.5319 0.02242 0.01499 -0.0219 0.7774 1.0000 4.500 0.5518 0.01986 0.01255 -0.0115 0.6561 1.0000 4.750 0.5376 0.02141 0.01164 0.0003 0.3077 1.0000 5.000 0.5472 0.02407 0.01336 0.0035 0.2181 1.0000 5.250 0.5717 0.02618 0.01519 0.0049 0.1785 1.0000 5.500 0.5981 0.02818 0.01709 0.0058 0.1533 1.0000 5.750 0.6269 0.03055 0.01953 0.0065 0.1406 1.0000 6.000 0.6505 0.03287 0.02191 0.0075 0.1290 1.0000 6.250 0.6720 0.03527 0.02479 0.0092 0.1230 1.0000 6.500 0.6928 0.03815 0.02803 0.0107 0.1203 1.0000 6.750 0.7125 0.04161 0.03152 0.0118 0.1166 1.0000 7.000 0.7239 0.04444 0.03502 0.0143 0.1146 1.0000 7.250 0.7350 0.04791 0.03900 0.0163 0.1146 1.0000 7.500 0.7488 0.05217 0.04346 0.0176 0.1164 1.0000 7.750 0.7414 0.05646 0.04872 0.0204 0.1247 1.0000 8.000 0.7546 0.06152 0.05383 0.0212 0.1301 1.0000 8.250 0.7417 0.06694 0.05982 0.0222 0.1430 1.0000 8.500 0.7131 0.07315 0.06644 0.0212 0.1616 1.0000 8.750 0.6726 0.08005 0.07337 0.0181 0.1796 1.0000 9.000 0.5586 0.10051 0.09342 -0.0122 0.3737 1.0000