XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: Rhode St. Genese 34 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 -0.3015 0.11569 0.10939 -0.0175 1.0000 0.2347 -10.000 -0.3334 0.11657 0.11041 -0.0157 1.0000 0.2396 -9.750 -0.3804 0.11853 0.11255 -0.0135 1.0000 0.2409 -9.500 -0.3265 0.11096 0.10492 -0.0117 1.0000 0.2493 -9.250 -0.3443 0.11037 0.10444 -0.0096 1.0000 0.2562 -9.000 -0.3909 0.11177 0.10599 -0.0070 1.0000 0.2591 -8.750 -0.3593 0.10658 0.10081 -0.0053 1.0000 0.2668 -8.500 -0.3749 0.10564 0.09996 -0.0028 1.0000 0.2742 -8.250 -0.4225 0.10648 0.10095 0.0003 1.0000 0.2778 -8.000 -0.4023 0.10239 0.09689 0.0022 1.0000 0.2853 -7.750 -0.4192 0.10131 0.09590 0.0050 1.0000 0.2933 -7.500 -0.4549 0.10023 0.09493 0.0052 1.0000 0.2997 -7.250 -0.4362 0.09724 0.09197 0.0090 1.0000 0.3089 -7.000 -0.4646 0.09571 0.09053 0.0090 1.0000 0.3194 -6.750 -0.4539 0.09322 0.08808 0.0125 1.0000 0.3294 -6.500 -0.4647 0.09099 0.08592 0.0138 1.0000 0.3418 -6.250 -0.4759 0.08907 0.08405 0.0147 1.0000 0.3584 -6.000 -0.4565 0.08632 0.08134 0.0150 0.9945 0.3798 -5.750 -0.4183 0.08342 0.07844 0.0125 0.9800 0.4192 -5.250 -0.3357 0.07870 0.07377 0.0159 0.9527 0.5396 -5.000 -0.1065 0.07146 0.06627 0.0040 0.9423 0.7806 -4.750 -0.2300 0.05658 0.04914 -0.0477 0.9250 0.2011 -4.500 -0.1870 0.05293 0.04474 -0.0519 0.9100 0.1846 -4.250 -0.1471 0.05051 0.04198 -0.0547 0.8937 0.1829 -4.000 -0.1059 0.04833 0.03940 -0.0573 0.8771 0.1805 -3.750 -0.0630 0.04649 0.03711 -0.0597 0.8595 0.1807 -3.500 -0.0189 0.04510 0.03518 -0.0618 0.8411 0.1854 -3.250 0.0247 0.04344 0.03342 -0.0639 0.8224 0.1913 -3.000 0.0709 0.04220 0.03189 -0.0658 0.8031 0.2020 -2.750 0.1190 0.04072 0.03035 -0.0680 0.7840 0.2167 -2.500 0.1689 0.03929 0.02880 -0.0700 0.7653 0.2414 -2.250 0.2222 0.03749 0.02725 -0.0725 0.7474 0.2902 -2.000 0.3451 0.03280 0.02478 -0.0853 0.7332 1.0000 -1.750 0.3863 0.03227 0.02382 -0.0860 0.7149 1.0000 -1.500 0.4235 0.03181 0.02303 -0.0862 0.6978 1.0000 -1.250 0.4565 0.03150 0.02244 -0.0859 0.6817 1.0000 -1.000 0.4876 0.03133 0.02201 -0.0855 0.6671 1.0000 -0.750 0.5410 0.03028 0.02066 -0.0879 0.6587 1.0000 -0.500 0.5561 0.03097 0.02118 -0.0859 0.6441 1.0000 -0.250 0.5702 0.03187 0.02194 -0.0839 0.6314 1.0000 0.000 0.6164 0.03127 0.02109 -0.0856 0.6245 1.0000 0.250 0.6156 0.03302 0.02278 -0.0822 0.6119 1.0000 0.500 0.6619 0.03249 0.02202 -0.0840 0.6062 1.0000 0.750 0.6452 0.03522 0.02478 -0.0791 0.5946 1.0000 1.000 0.6841 0.03515 0.02454 -0.0801 0.5895 1.0000 1.250 0.6446 0.03960 0.02906 -0.0737 0.5797 1.0000 1.500 0.6525 0.04149 0.03088 -0.0721 0.5742 1.0000 1.750 0.6907 0.04162 0.03090 -0.0731 0.5711 1.0000 2.000 0.5508 0.05429 0.04371 -0.0630 0.5628 1.0000 2.250 0.5370 0.05823 0.04762 -0.0616 0.5602 1.0000 2.500 0.5293 0.06182 0.05118 -0.0606 0.5592 1.0000 2.750 0.5157 0.06598 0.05531 -0.0598 0.5618 1.0000 3.000 0.5138 0.06944 0.05875 -0.0596 0.5654 1.0000 3.250 0.5246 0.07226 0.06153 -0.0599 0.5684 1.0000 3.500 0.3585 0.08537 0.07504 -0.0590 0.7214 1.0000 3.750 0.3702 0.08711 0.07673 -0.0587 0.7165 1.0000 4.000 0.3895 0.08945 0.07899 -0.0592 0.7127 1.0000 4.250 0.4169 0.09280 0.08227 -0.0608 0.7099 1.0000 4.500 0.4091 0.09317 0.08262 -0.0584 0.7033 1.0000 4.750 0.4284 0.09536 0.08477 -0.0589 0.6962 1.0000 5.000 0.4593 0.09917 0.08853 -0.0608 0.6927 1.0000 5.250 0.4485 0.09918 0.08853 -0.0582 0.6846 1.0000 5.500 0.4713 0.10184 0.09118 -0.0591 0.6783 1.0000 5.750 0.4815 0.10408 0.09340 -0.0590 0.6729 1.0000 6.000 0.4926 0.10571 0.09502 -0.0586 0.6631 1.0000 6.250 0.5283 0.11034 0.09964 -0.0610 0.6585 1.0000 6.500 0.5176 0.11003 0.09935 -0.0586 0.6466 1.0000 6.750 0.5445 0.11387 0.10319 -0.0600 0.6403 1.0000