XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NASA SC(2)-0012 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.500 -0.5509 0.11345 0.10572 0.0195 1.0000 0.3818 -9.250 -0.5467 0.11006 0.10236 0.0198 1.0000 0.3968 -9.000 -0.8009 0.07272 0.06476 -0.0197 1.0000 0.1676 -8.750 -0.7924 0.06782 0.05978 -0.0195 1.0000 0.1650 -8.500 -0.7935 0.06290 0.05465 -0.0188 1.0000 0.1621 -8.250 -0.7968 0.05822 0.04964 -0.0176 1.0000 0.1606 -8.000 -0.7953 0.05408 0.04511 -0.0162 1.0000 0.1610 -7.750 -0.7897 0.05028 0.04089 -0.0146 1.0000 0.1620 -7.500 -0.7806 0.04676 0.03690 -0.0130 1.0000 0.1634 -7.250 -0.7706 0.04372 0.03325 -0.0111 1.0000 0.1665 -7.000 -0.7510 0.04096 0.03046 -0.0102 1.0000 0.1713 -6.750 -0.7324 0.03864 0.02789 -0.0090 1.0000 0.1769 -6.500 -0.7147 0.03637 0.02515 -0.0075 1.0000 0.1830 -6.250 -0.6920 0.03437 0.02318 -0.0066 1.0000 0.1903 -6.000 -0.6714 0.03254 0.02109 -0.0054 1.0000 0.1990 -5.750 -0.6486 0.03090 0.01942 -0.0044 1.0000 0.2089 -5.500 -0.6256 0.02934 0.01787 -0.0034 1.0000 0.2211 -5.250 -0.6015 0.02789 0.01647 -0.0024 1.0000 0.2357 -5.000 -0.5778 0.02657 0.01525 -0.0014 1.0000 0.2560 -4.750 -0.5544 0.02520 0.01413 -0.0002 1.0000 0.2840 -4.500 -0.5357 0.02369 0.01304 0.0016 1.0000 0.3298 -4.250 -0.5274 0.02149 0.01202 0.0052 1.0000 0.4366 -4.000 -0.5289 0.02205 0.01415 0.0165 1.0000 0.7110 -3.750 -0.5034 0.02437 0.01636 0.0242 1.0000 0.8006 -3.500 -0.3159 0.02877 0.01975 0.0077 1.0000 0.8980 -3.250 -0.1718 0.02855 0.01892 -0.0111 1.0000 0.9591 -3.000 -0.0646 0.02676 0.01679 -0.0273 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0486 0.02611 0.01607 -0.0271 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0332 0.02556 0.01548 -0.0267 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0190 0.02511 0.01501 -0.0260 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0067 0.02478 0.01467 -0.0249 1.0000 1.0000 -1.750 0.0020 0.02459 0.01447 -0.0232 1.0000 1.0000 -1.500 0.0060 0.02453 0.01442 -0.0206 1.0000 1.0000 -1.250 0.0068 0.02455 0.01444 -0.0175 1.0000 1.0000 -1.000 0.0058 0.02462 0.01450 -0.0141 1.0000 1.0000 -0.750 0.0041 0.02470 0.01457 -0.0105 1.0000 1.0000 -0.500 0.0026 0.02476 0.01461 -0.0070 1.0000 1.0000 -0.250 0.0012 0.02479 0.01464 -0.0035 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.02480 0.01465 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 -0.0012 0.02479 0.01464 0.0035 1.0000 1.0000 0.500 -0.0026 0.02475 0.01461 0.0070 1.0000 1.0000 0.750 -0.0041 0.02469 0.01456 0.0105 1.0000 1.0000 1.000 -0.0058 0.02462 0.01450 0.0141 1.0000 1.0000 1.250 -0.0068 0.02455 0.01443 0.0175 1.0000 1.0000 1.500 -0.0060 0.02452 0.01441 0.0206 1.0000 1.0000 1.750 -0.0020 0.02458 0.01446 0.0232 1.0000 1.0000 2.000 0.0068 0.02477 0.01466 0.0249 1.0000 1.0000 2.250 0.0190 0.02510 0.01500 0.0260 1.0000 1.0000 2.500 0.0334 0.02555 0.01547 0.0267 1.0000 1.0000 2.750 0.0488 0.02609 0.01606 0.0271 1.0000 1.0000 3.000 0.0648 0.02675 0.01677 0.0272 1.0000 1.0000 3.250 0.1719 0.02853 0.01890 0.0111 0.9591 1.0000 3.500 0.3160 0.02876 0.01974 -0.0077 0.8980 1.0000 3.750 0.5033 0.02437 0.01635 -0.0242 0.8007 1.0000 4.000 0.5288 0.02204 0.01414 -0.0165 0.7112 1.0000 4.250 0.5274 0.02148 0.01202 -0.0051 0.4370 1.0000 4.500 0.5356 0.02369 0.01304 -0.0015 0.3299 1.0000 4.750 0.5544 0.02519 0.01412 0.0002 0.2841 1.0000 5.000 0.5777 0.02657 0.01525 0.0014 0.2560 1.0000 5.250 0.6015 0.02789 0.01646 0.0025 0.2357 1.0000 5.500 0.6256 0.02934 0.01787 0.0034 0.2211 1.0000 5.750 0.6485 0.03090 0.01941 0.0044 0.2089 1.0000 6.000 0.6714 0.03254 0.02108 0.0054 0.1990 1.0000 6.250 0.6920 0.03437 0.02318 0.0067 0.1903 1.0000 6.500 0.7147 0.03637 0.02515 0.0075 0.1830 1.0000 6.750 0.7324 0.03864 0.02789 0.0090 0.1769 1.0000 7.000 0.7510 0.04096 0.03046 0.0102 0.1713 1.0000 7.250 0.7706 0.04372 0.03325 0.0111 0.1665 1.0000 7.500 0.7807 0.04676 0.03690 0.0130 0.1634 1.0000 7.750 0.7897 0.05028 0.04089 0.0146 0.1620 1.0000 8.000 0.7954 0.05408 0.04511 0.0161 0.1610 1.0000 8.250 0.7969 0.05822 0.04964 0.0176 0.1606 1.0000 8.500 0.7936 0.06290 0.05466 0.0187 0.1621 1.0000 8.750 0.7926 0.06784 0.05979 0.0194 0.1650 1.0000 9.000 0.8029 0.07276 0.06475 0.0197 0.1672 1.0000 9.250 0.7013 0.08478 0.07727 0.0153 0.1937 1.0000 9.500 0.5521 0.11348 0.10575 -0.0196 0.3817 1.0000