XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NASA/LANGLEY RC-SC2 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 = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.500 -0.6014 0.10242 0.09414 -0.0297 1.0000 0.0624 -10.250 -0.6024 0.09781 0.08956 -0.0314 1.0000 0.0620 -10.000 -0.6078 0.09228 0.08405 -0.0343 1.0000 0.0616 -9.750 -0.6185 0.08639 0.07817 -0.0377 1.0000 0.0612 -9.500 -0.6344 0.08111 0.07289 -0.0398 1.0000 0.0608 -9.250 -0.6539 0.07670 0.06845 -0.0399 1.0000 0.0604 -9.000 -0.6730 0.07271 0.06440 -0.0386 1.0000 0.0602 -8.750 -0.6889 0.06876 0.06032 -0.0369 1.0000 0.0601 -8.500 -0.7018 0.06497 0.05635 -0.0348 1.0000 0.0601 -8.250 -0.7113 0.06132 0.05245 -0.0324 1.0000 0.0603 -8.000 -0.7172 0.05778 0.04862 -0.0298 1.0000 0.0606 -7.750 -0.7193 0.05441 0.04491 -0.0272 1.0000 0.0610 -7.500 -0.7175 0.05122 0.04136 -0.0246 1.0000 0.0613 -7.250 -0.7122 0.04822 0.03797 -0.0221 1.0000 0.0616 -7.000 -0.7039 0.04539 0.03474 -0.0197 1.0000 0.0619 -6.750 -0.6930 0.04275 0.03166 -0.0174 1.0000 0.0624 -6.500 -0.6786 0.04042 0.02911 -0.0156 1.0000 0.0631 -6.250 -0.6624 0.03854 0.02709 -0.0141 1.0000 0.0645 -6.000 -0.6451 0.03692 0.02533 -0.0125 1.0000 0.0666 -5.750 -0.6267 0.03527 0.02344 -0.0110 1.0000 0.0691 -5.500 -0.6066 0.03357 0.02142 -0.0096 1.0000 0.0716 -5.250 -0.5847 0.03196 0.01947 -0.0082 1.0000 0.0737 -5.000 -0.5632 0.03056 0.01812 -0.0072 1.0000 0.0765 -4.750 -0.5414 0.02944 0.01694 -0.0061 1.0000 0.0811 -4.500 -0.5179 0.02832 0.01563 -0.0049 1.0000 0.0864 -4.250 -0.4957 0.02724 0.01462 -0.0038 1.0000 0.0918 -4.000 -0.4728 0.02631 0.01360 -0.0027 1.0000 0.1005 -3.750 -0.4507 0.02541 0.01272 -0.0016 1.0000 0.1118 -3.500 -0.4288 0.02452 0.01184 -0.0005 1.0000 0.1283 -3.250 -0.4078 0.02355 0.01108 0.0005 1.0000 0.1543 -3.000 -0.3880 0.02246 0.01037 0.0016 1.0000 0.2038 -2.750 -0.3716 0.02098 0.00970 0.0032 1.0000 0.3162 -2.500 -0.3603 0.01933 0.00962 0.0070 1.0000 0.5859 -2.250 -0.3249 0.01942 0.01036 0.0089 1.0000 0.8135 -2.000 -0.2612 0.02024 0.01098 0.0046 1.0000 0.9235 -1.750 -0.1326 0.02091 0.01113 -0.0138 1.0000 0.9887 -1.500 -0.0929 0.02072 0.01075 -0.0170 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0852 0.02052 0.01047 -0.0140 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0771 0.02037 0.01023 -0.0110 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0684 0.02025 0.01004 -0.0081 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0592 0.02017 0.00989 -0.0053 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0492 0.02013 0.00979 -0.0026 1.0000 1.0000 0.000 -0.0385 0.02013 0.00973 0.0001 1.0000 1.0000 0.250 -0.0270 0.02016 0.00971 0.0025 1.0000 1.0000 0.500 -0.0149 0.02023 0.00974 0.0049 1.0000 1.0000 0.750 -0.0021 0.02034 0.00982 0.0071 1.0000 1.0000 1.000 0.0115 0.02049 0.00995 0.0091 1.0000 1.0000 1.250 0.0259 0.02069 0.01013 0.0109 1.0000 1.0000 1.500 0.0410 0.02093 0.01038 0.0126 1.0000 1.0000 1.750 0.0800 0.02137 0.01087 0.0095 0.9916 1.0000 2.000 0.1463 0.02190 0.01152 0.0015 0.9725 1.0000 2.250 0.2084 0.02206 0.01186 -0.0052 0.9487 1.0000 2.500 0.2617 0.02200 0.01198 -0.0098 0.9241 1.0000 2.750 0.3134 0.02170 0.01191 -0.0137 0.8962 1.0000 3.000 0.3616 0.02115 0.01159 -0.0163 0.8607 1.0000 3.250 0.4001 0.02044 0.01109 -0.0165 0.8109 1.0000 3.500 0.4469 0.01962 0.01034 -0.0174 0.7174 1.0000 3.750 0.5001 0.01984 0.00939 -0.0189 0.4677 1.0000 4.000 0.5106 0.02109 0.00981 -0.0155 0.3459 1.0000 4.250 0.5246 0.02227 0.01046 -0.0131 0.2720 1.0000 4.500 0.5414 0.02335 0.01120 -0.0113 0.2206 1.0000 4.750 0.5601 0.02438 0.01201 -0.0098 0.1833 1.0000 5.000 0.5797 0.02539 0.01281 -0.0085 0.1543 1.0000 5.250 0.6008 0.02634 0.01368 -0.0073 0.1318 1.0000 5.500 0.6231 0.02737 0.01465 -0.0064 0.1157 1.0000 5.750 0.6464 0.02847 0.01576 -0.0054 0.1034 1.0000 6.000 0.6698 0.02966 0.01695 -0.0045 0.0940 1.0000 6.250 0.6927 0.03089 0.01817 -0.0037 0.0873 1.0000 6.500 0.7166 0.03233 0.01976 -0.0028 0.0815 1.0000 6.750 0.7383 0.03366 0.02117 -0.0018 0.0766 1.0000 7.000 0.7600 0.03524 0.02270 -0.0009 0.0735 1.0000 7.250 0.7816 0.03723 0.02508 0.0003 0.0710 1.0000 7.500 0.8004 0.03922 0.02740 0.0017 0.0685 1.0000 7.750 0.8176 0.04107 0.02946 0.0032 0.0661 1.0000 8.000 0.8340 0.04282 0.03130 0.0045 0.0640 1.0000 8.250 0.8484 0.04505 0.03368 0.0061 0.0625 1.0000 8.500 0.8574 0.04792 0.03706 0.0084 0.0616 1.0000 8.750 0.8634 0.05102 0.04059 0.0107 0.0610 1.0000 9.000 0.8659 0.05432 0.04430 0.0132 0.0606 1.0000 9.250 0.8643 0.05782 0.04817 0.0157 0.0603 1.0000 9.500 0.8585 0.06152 0.05219 0.0181 0.0602 1.0000 9.750 0.8482 0.06539 0.05635 0.0204 0.0602 1.0000 10.000 0.8330 0.06939 0.06058 0.0226 0.0604 1.0000 10.250 0.8118 0.07353 0.06489 0.0245 0.0606 1.0000 10.500 0.7882 0.07847 0.06998 0.0247 0.0609 1.0000 10.750 0.7642 0.08447 0.07608 0.0227 0.0613 1.0000 11.000 0.7430 0.09151 0.08318 0.0187 0.0618 1.0000 11.250 0.7285 0.09892 0.09061 0.0140 0.0623 1.0000 11.500 0.7211 0.10573 0.09741 0.0103 0.0627 1.0000