XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: BOEING VERTOL V43012-1.58 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.500 -0.3795 0.10544 0.10169 -0.0223 1.0000 0.0287 -10.250 -0.3840 0.10107 0.09735 -0.0254 1.0000 0.0290 -10.000 -0.3895 0.09654 0.09286 -0.0286 1.0000 0.0291 -9.500 -0.3872 0.08951 0.08592 -0.0299 1.0000 0.0295 -9.250 -0.3860 0.08639 0.08283 -0.0303 1.0000 0.0297 -9.000 -0.3882 0.08293 0.07942 -0.0314 1.0000 0.0300 -8.750 -0.3960 0.07900 0.07554 -0.0337 1.0000 0.0303 -8.500 -0.4125 0.07536 0.07192 -0.0346 1.0000 0.0303 -8.250 -0.4287 0.07270 0.06926 -0.0326 1.0000 0.0304 -8.000 -0.4384 0.06994 0.06649 -0.0310 1.0000 0.0308 -7.750 -0.4477 0.06726 0.06379 -0.0290 1.0000 0.0311 -7.500 -0.4560 0.06469 0.06117 -0.0265 1.0000 0.0318 -7.000 -0.4332 0.05633 0.05238 -0.0297 0.9879 0.0340 -6.750 -0.4080 0.05343 0.04944 -0.0321 0.9808 0.0357 -6.250 -0.3625 0.04649 0.04200 -0.0348 0.9620 0.0393 -6.000 -0.3374 0.04382 0.03920 -0.0360 0.9527 0.0405 -5.750 -0.3123 0.04238 0.03702 -0.0348 0.9400 0.0437 -5.250 -0.2645 0.03369 0.02788 -0.0345 0.9175 0.0333 -5.000 -0.2374 0.03149 0.02556 -0.0350 0.9024 0.0325 -4.750 -0.2090 0.02919 0.02299 -0.0351 0.8843 0.0317 -4.500 -0.1771 0.02692 0.02038 -0.0354 0.8634 0.0312 -4.250 -0.1460 0.02515 0.01827 -0.0355 0.8372 0.0323 -4.000 -0.1179 0.02348 0.01626 -0.0350 0.8035 0.0324 -3.750 -0.0910 0.02202 0.01445 -0.0341 0.7695 0.0322 -3.500 -0.0651 0.02073 0.01283 -0.0331 0.7411 0.0321 -3.250 -0.0396 0.01958 0.01141 -0.0321 0.7150 0.0324 -3.000 -0.0137 0.01855 0.01005 -0.0310 0.6898 0.0333 -2.750 0.0116 0.01772 0.00904 -0.0301 0.6656 0.0336 -2.500 0.0365 0.01702 0.00819 -0.0292 0.6412 0.0338 -2.250 0.0608 0.01646 0.00749 -0.0282 0.6169 0.0341 -2.000 0.0847 0.01598 0.00689 -0.0271 0.5924 0.0344 -1.750 0.1078 0.01557 0.00636 -0.0259 0.5681 0.0348 -1.500 0.1305 0.01524 0.00591 -0.0247 0.5452 0.0354 -1.250 0.1534 0.01497 0.00555 -0.0235 0.5222 0.0365 -1.000 0.1759 0.01472 0.00518 -0.0222 0.4960 0.0377 -0.750 0.1978 0.01451 0.00484 -0.0208 0.4642 0.0383 -0.500 0.2189 0.01438 0.00456 -0.0194 0.4324 0.0390 -0.250 0.2405 0.01435 0.00437 -0.0181 0.4092 0.0399 0.000 0.2631 0.01433 0.00422 -0.0169 0.3902 0.0411 0.250 0.2864 0.01433 0.00409 -0.0159 0.3713 0.0426 0.500 0.3102 0.01434 0.00400 -0.0150 0.3524 0.0446 0.750 0.3342 0.01440 0.00396 -0.0141 0.3341 0.0493 1.000 0.3581 0.01447 0.00393 -0.0132 0.3187 0.0569 1.250 0.3819 0.01452 0.00391 -0.0123 0.3061 0.0701 1.500 0.4058 0.01454 0.00391 -0.0114 0.2961 0.0980 1.750 0.4069 0.01270 0.00393 -0.0065 0.2902 0.6933 2.000 0.4710 0.01274 0.00451 -0.0130 0.2789 0.9219 2.250 0.5178 0.01317 0.00480 -0.0166 0.2711 0.9563 2.500 0.5782 0.01358 0.00511 -0.0231 0.2619 0.9767 2.750 0.6344 0.01398 0.00533 -0.0291 0.2537 0.9906 3.000 0.6815 0.01416 0.00546 -0.0332 0.2466 0.9981 3.250 0.7093 0.01436 0.00559 -0.0335 0.2412 1.0000 3.500 0.7284 0.01460 0.00574 -0.0319 0.2369 1.0000 3.750 0.7488 0.01474 0.00589 -0.0305 0.2327 1.0000 4.000 0.7688 0.01492 0.00605 -0.0291 0.2285 1.0000 4.250 0.7884 0.01513 0.00623 -0.0275 0.2250 1.0000 4.500 0.8075 0.01540 0.00643 -0.0260 0.2218 1.0000 4.750 0.8279 0.01560 0.00665 -0.0246 0.2188 1.0000 5.000 0.8481 0.01581 0.00687 -0.0232 0.2155 1.0000 5.250 0.8681 0.01604 0.00710 -0.0217 0.2124 1.0000 5.500 0.8878 0.01630 0.00734 -0.0203 0.2094 1.0000 5.750 0.9070 0.01661 0.00759 -0.0187 0.2067 1.0000 6.000 0.9274 0.01687 0.00788 -0.0174 0.2039 1.0000 6.250 0.9477 0.01713 0.00819 -0.0161 0.2009 1.0000 6.500 0.9677 0.01741 0.00848 -0.0147 0.1979 1.0000 6.750 0.9873 0.01771 0.00878 -0.0133 0.1950 1.0000 7.000 1.0064 0.01807 0.00910 -0.0118 0.1923 1.0000 7.250 1.0261 0.01842 0.00948 -0.0104 0.1897 1.0000 7.500 1.0462 0.01873 0.00987 -0.0091 0.1868 1.0000 7.750 1.0659 0.01907 0.01026 -0.0078 0.1838 1.0000 8.000 1.0851 0.01942 0.01065 -0.0064 0.1810 1.0000 8.250 1.1036 0.01981 0.01104 -0.0049 0.1782 1.0000 8.500 1.1215 0.02029 0.01148 -0.0034 0.1756 1.0000 8.750 1.1408 0.02065 0.01197 -0.0021 0.1730 1.0000 9.000 1.1595 0.02103 0.01244 -0.0007 0.1699 1.0000 9.250 1.1775 0.02143 0.01290 0.0008 0.1670 1.0000 9.500 1.1948 0.02185 0.01336 0.0023 0.1644 1.0000 9.750 1.2112 0.02234 0.01386 0.0039 0.1622 1.0000 10.000 1.2281 0.02286 0.01443 0.0055 0.1601 1.0000 10.250 1.2451 0.02336 0.01505 0.0070 0.1578 1.0000 10.500 1.2611 0.02388 0.01568 0.0086 0.1556 1.0000 10.750 1.2753 0.02441 0.01629 0.0105 0.1536 1.0000 11.000 1.2887 0.02494 0.01690 0.0125 0.1518 1.0000 11.250 1.3018 0.02552 0.01753 0.0144 0.1502 1.0000 11.500 1.3147 0.02615 0.01819 0.0163 0.1488 1.0000 11.750 1.3280 0.02686 0.01893 0.0180 0.1474 1.0000 12.000 1.3407 0.02760 0.01983 0.0196 0.1460 1.0000 12.250 1.3527 0.02838 0.02075 0.0213 0.1444 1.0000 12.500 1.3630 0.02914 0.02164 0.0231 0.1422 1.0000 12.750 1.3725 0.02990 0.02250 0.0248 0.1399 1.0000 13.000 1.3811 0.03070 0.02338 0.0264 0.1377 1.0000 13.250 1.3893 0.03160 0.02430 0.0279 0.1357 1.0000 13.500 1.3971 0.03270 0.02550 0.0292 0.1338 1.0000 13.750 1.4036 0.03395 0.02692 0.0305 0.1319 1.0000 14.000 1.4097 0.03529 0.02842 0.0315 0.1301 1.0000 14.250 1.4148 0.03673 0.02999 0.0324 0.1283 1.0000 14.500 1.4190 0.03829 0.03166 0.0331 0.1265 1.0000 14.750 1.4224 0.03996 0.03339 0.0337 0.1245 1.0000 15.000 1.4260 0.04173 0.03521 0.0341 0.1229 1.0000 15.250 1.4266 0.04396 0.03760 0.0342 0.1214 1.0000 15.500 1.4250 0.04652 0.04036 0.0341 0.1199 1.0000 15.750 1.4221 0.04933 0.04334 0.0337 0.1183 1.0000 16.000 1.4177 0.05242 0.04659 0.0330 0.1167 1.0000 16.250 1.4119 0.05577 0.05009 0.0320 0.1150 1.0000 16.500 1.4062 0.05921 0.05362 0.0309 0.1133 1.0000 16.750 1.4023 0.06247 0.05693 0.0298 0.1116 1.0000 17.000 1.3935 0.06654 0.06111 0.0282 0.1100 1.0000 17.250 1.3707 0.07296 0.06777 0.0252 0.1085 1.0000 17.500 1.3425 0.08053 0.07556 0.0214 0.1069 1.0000 17.750 1.3046 0.08998 0.08521 0.0165 0.1053 1.0000 18.000 1.2365 0.10509 0.10054 0.0086 0.1037 1.0000 18.250 1.1774 0.11928 0.11485 0.0011 0.1010 1.0000 18.500 1.2464 0.11003 0.10548 0.0063 0.0988 1.0000