XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: S1010 HPV 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 -0.6435 0.11260 0.10562 0.0268 1.0000 0.2467 -9.000 -0.6664 0.11141 0.10458 0.0237 1.0000 0.2548 -8.750 -0.6523 0.10653 0.09967 0.0246 1.0000 0.2680 -8.500 -0.6401 0.10195 0.09508 0.0252 1.0000 0.2801 -8.250 -0.6413 0.09861 0.09181 0.0250 1.0000 0.2951 -8.000 -0.6460 0.09564 0.08892 0.0248 1.0000 0.3102 -7.750 -0.6299 0.09143 0.08468 0.0271 1.0000 0.3364 -7.500 -0.6283 0.08782 0.08113 0.0278 1.0000 0.3553 -7.250 -0.6164 0.08390 0.07719 0.0291 1.0000 0.3747 -6.750 -0.6751 0.05763 0.05013 -0.0106 1.0000 0.1420 -6.500 -0.6642 0.05253 0.04468 -0.0112 1.0000 0.1417 -6.250 -0.6513 0.04763 0.03927 -0.0114 1.0000 0.1422 -6.000 -0.6352 0.04291 0.03402 -0.0111 1.0000 0.1420 -5.750 -0.6172 0.03854 0.02894 -0.0104 1.0000 0.1438 -5.500 -0.5971 0.03583 0.02589 -0.0095 1.0000 0.1567 -5.250 -0.5752 0.03300 0.02284 -0.0085 1.0000 0.1688 -5.000 -0.5530 0.03054 0.01996 -0.0075 1.0000 0.1854 -4.750 -0.5295 0.02830 0.01761 -0.0065 1.0000 0.2032 -4.500 -0.5057 0.02646 0.01548 -0.0055 1.0000 0.2260 -4.250 -0.4810 0.02462 0.01363 -0.0046 1.0000 0.2483 -4.000 -0.4562 0.02304 0.01201 -0.0037 1.0000 0.2765 -3.750 -0.4304 0.02157 0.01050 -0.0028 1.0000 0.3112 -3.500 -0.4045 0.02012 0.00924 -0.0019 1.0000 0.3569 -3.250 -0.3802 0.01860 0.00809 -0.0007 1.0000 0.4240 -3.000 -0.2216 0.01642 0.00733 -0.0162 1.0000 1.0000 -2.750 -0.2042 0.01601 0.00661 -0.0153 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1857 0.01570 0.00606 -0.0143 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1668 0.01545 0.00560 -0.0132 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1477 0.01525 0.00522 -0.0121 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1287 0.01507 0.00487 -0.0108 1.0000 1.0000 -1.500 -0.1097 0.01493 0.00461 -0.0095 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0909 0.01481 0.00439 -0.0080 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0723 0.01472 0.00422 -0.0066 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0539 0.01465 0.00409 -0.0050 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0357 0.01460 0.00399 -0.0034 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0178 0.01457 0.00393 -0.0017 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.01456 0.00391 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 0.0178 0.01457 0.00393 0.0017 1.0000 1.0000 0.500 0.0357 0.01460 0.00399 0.0034 1.0000 1.0000 0.750 0.0539 0.01465 0.00409 0.0050 1.0000 1.0000 1.000 0.0723 0.01472 0.00422 0.0066 1.0000 1.0000 1.250 0.0909 0.01481 0.00439 0.0080 1.0000 1.0000 1.500 0.1097 0.01493 0.00461 0.0095 1.0000 1.0000 1.750 0.1287 0.01507 0.00487 0.0108 1.0000 1.0000 2.000 0.1478 0.01525 0.00522 0.0121 1.0000 1.0000 2.250 0.1668 0.01545 0.00560 0.0132 1.0000 1.0000 2.500 0.1858 0.01570 0.00605 0.0143 1.0000 1.0000 2.750 0.2043 0.01600 0.00661 0.0153 1.0000 1.0000 3.000 0.2217 0.01641 0.00733 0.0161 1.0000 1.0000 3.250 0.3802 0.01860 0.00809 0.0007 0.4242 1.0000 3.500 0.4045 0.02012 0.00924 0.0019 0.3569 1.0000 3.750 0.4305 0.02157 0.01050 0.0028 0.3111 1.0000 4.000 0.4562 0.02304 0.01201 0.0036 0.2766 1.0000 4.250 0.4810 0.02463 0.01363 0.0046 0.2482 1.0000 4.500 0.5057 0.02646 0.01548 0.0055 0.2260 1.0000 4.750 0.5296 0.02830 0.01761 0.0065 0.2033 1.0000 5.000 0.5530 0.03053 0.01996 0.0075 0.1855 1.0000 5.250 0.5753 0.03300 0.02284 0.0085 0.1688 1.0000 5.500 0.5971 0.03582 0.02589 0.0095 0.1567 1.0000 5.750 0.6172 0.03853 0.02894 0.0104 0.1439 1.0000 6.000 0.6352 0.04291 0.03402 0.0111 0.1420 1.0000 6.250 0.6514 0.04762 0.03927 0.0114 0.1422 1.0000 6.500 0.6644 0.05253 0.04468 0.0112 0.1417 1.0000 6.750 0.6754 0.05763 0.05013 0.0106 0.1421 1.0000 7.000 0.6870 0.06475 0.05755 0.0091 0.1573 1.0000 7.250 0.6170 0.08391 0.07720 -0.0291 0.3744 1.0000 7.500 0.6320 0.08811 0.08143 -0.0277 0.3547 1.0000 7.750 0.6320 0.09159 0.08484 -0.0271 0.3369 1.0000 8.000 0.6477 0.09574 0.08901 -0.0249 0.3103 1.0000 8.250 0.6413 0.09860 0.09179 -0.0252 0.2950 1.0000 8.500 0.6410 0.10198 0.09512 -0.0253 0.2801 1.0000 8.750 0.6516 0.10645 0.09958 -0.0248 0.2678 1.0000 9.000 0.6670 0.11142 0.10458 -0.0238 0.2548 1.0000 9.250 0.6444 0.11265 0.10566 -0.0269 0.2464 1.0000