XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NASA/LANGLEY RC-08(B)3 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.5630 0.10007 0.09325 0.0090 1.0000 0.2838 -8.000 -0.5661 0.09708 0.09030 0.0089 1.0000 0.3003 -7.750 -0.5783 0.09456 0.08790 0.0084 1.0000 0.3166 -7.500 -0.5511 0.08999 0.08329 0.0115 1.0000 0.3408 -7.250 -0.5497 0.08681 0.08017 0.0130 1.0000 0.3647 -7.000 -0.5422 0.08367 0.07707 0.0153 1.0000 0.3941 -6.750 -0.5362 0.08105 0.07449 0.0185 1.0000 0.4322 -6.500 -0.5078 0.07765 0.07105 0.0233 1.0000 0.4878 -6.250 -0.4864 0.07474 0.06811 0.0279 1.0000 0.5484 -5.000 -0.5122 0.04451 0.03567 -0.0133 1.0000 0.1556 -4.750 -0.4945 0.04131 0.03175 -0.0114 1.0000 0.1423 -4.500 -0.4756 0.03794 0.02828 -0.0100 1.0000 0.1376 -4.250 -0.4556 0.03509 0.02479 -0.0081 1.0000 0.1304 -4.000 -0.4337 0.03295 0.02205 -0.0062 1.0000 0.1272 -3.750 -0.4109 0.03070 0.01944 -0.0048 1.0000 0.1268 -3.500 -0.3877 0.02862 0.01717 -0.0037 1.0000 0.1310 -3.250 -0.3635 0.02698 0.01535 -0.0026 1.0000 0.1384 -3.000 -0.3357 0.02524 0.01339 -0.0018 1.0000 0.1449 -2.750 -0.1275 0.01764 0.00864 -0.0291 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1104 0.01749 0.00811 -0.0274 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0945 0.01738 0.00769 -0.0255 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0797 0.01731 0.00739 -0.0235 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0658 0.01728 0.00716 -0.0212 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0525 0.01728 0.00699 -0.0189 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0397 0.01731 0.00686 -0.0165 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0272 0.01737 0.00676 -0.0140 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0149 0.01746 0.00673 -0.0115 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0026 0.01757 0.00673 -0.0091 1.0000 1.0000 -0.250 0.0099 0.01771 0.00677 -0.0067 1.0000 1.0000 0.000 0.0225 0.01787 0.00685 -0.0044 1.0000 1.0000 0.250 0.0354 0.01807 0.00695 -0.0022 1.0000 1.0000 0.500 0.0485 0.01829 0.00711 -0.0001 1.0000 1.0000 0.750 0.0619 0.01854 0.00731 0.0019 1.0000 1.0000 1.000 0.0758 0.01882 0.00755 0.0037 1.0000 1.0000 1.250 0.0901 0.01913 0.00785 0.0054 1.0000 1.0000 1.500 0.1049 0.01949 0.00819 0.0069 1.0000 1.0000 1.750 0.1199 0.01989 0.00859 0.0082 1.0000 1.0000 2.000 0.1351 0.02033 0.00906 0.0094 1.0000 1.0000 2.250 0.1505 0.02083 0.00959 0.0104 1.0000 1.0000 2.500 0.1659 0.02139 0.01021 0.0113 1.0000 1.0000 2.750 0.1811 0.02202 0.01090 0.0120 1.0000 1.0000 3.000 0.1962 0.02274 0.01169 0.0125 1.0000 1.0000 3.250 0.2109 0.02354 0.01259 0.0129 1.0000 1.0000 3.500 0.2861 0.02500 0.01439 0.0017 0.9736 1.0000 3.750 0.3702 0.02611 0.01593 -0.0101 0.9383 1.0000 4.000 0.4616 0.02630 0.01675 -0.0213 0.8942 1.0000 4.250 0.5664 0.02446 0.01573 -0.0305 0.8349 1.0000 4.500 0.6195 0.02181 0.01357 -0.0275 0.7657 1.0000 4.750 0.6401 0.02034 0.01216 -0.0206 0.6796 1.0000 5.000 0.6498 0.02015 0.01119 -0.0125 0.5046 1.0000 5.250 0.6518 0.02312 0.01228 -0.0067 0.2944 1.0000 5.500 0.6705 0.02555 0.01399 -0.0047 0.2174 1.0000 5.750 0.6960 0.02757 0.01589 -0.0035 0.1819 1.0000 6.000 0.7220 0.02967 0.01779 -0.0027 0.1610 1.0000 6.250 0.7476 0.03185 0.02015 -0.0017 0.1482 1.0000 6.500 0.7701 0.03407 0.02268 -0.0004 0.1373 1.0000 6.750 0.7934 0.03698 0.02575 0.0006 0.1318 1.0000 7.000 0.8122 0.03999 0.02939 0.0024 0.1293 1.0000 7.250 0.8277 0.04306 0.03301 0.0043 0.1256 1.0000 7.500 0.8426 0.04612 0.03638 0.0059 0.1217 1.0000 7.750 0.8514 0.05023 0.04109 0.0080 0.1229 1.0000 8.000 0.8545 0.05498 0.04643 0.0099 0.1262 1.0000 8.250 0.8585 0.05980 0.05159 0.0114 0.1297 1.0000 8.500 0.8667 0.06464 0.05664 0.0125 0.1332 1.0000 8.750 0.8419 0.07133 0.06390 0.0130 0.1440 1.0000 9.000 0.8136 0.07859 0.07144 0.0114 0.1569 1.0000 9.250 0.7771 0.08719 0.08011 0.0067 0.1779 1.0000 9.500 0.6398 0.08411 0.07716 0.0110 0.1694 1.0000