XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: BOEING-VERTOL VR-11X AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.250 -0.4729 0.09546 0.09101 -0.0248 1.0000 0.0938 -8.000 -0.4895 0.09301 0.08862 -0.0237 1.0000 0.0952 -7.750 -0.5117 0.09069 0.08635 -0.0220 1.0000 0.0960 -7.500 -0.5306 0.08795 0.08363 -0.0210 1.0000 0.0976 -7.250 -0.5532 0.08500 0.08060 -0.0211 1.0000 0.1000 -7.000 -0.5872 0.08390 0.07912 -0.0205 1.0000 0.1017 -6.750 -0.5743 0.07759 0.07306 -0.0189 1.0000 0.1039 -6.500 -0.5656 0.07477 0.07033 -0.0164 1.0000 0.1069 -6.250 -0.5647 0.07200 0.06751 -0.0148 1.0000 0.1113 -6.000 -0.5784 0.06904 0.06409 -0.0144 1.0000 0.1188 -5.750 -0.5661 0.06528 0.06054 -0.0124 1.0000 0.1219 -5.500 -0.5591 0.06281 0.05801 -0.0108 1.0000 0.1292 -5.250 -0.5557 0.05946 0.05450 -0.0095 1.0000 0.1377 -5.000 -0.5504 0.05724 0.05200 -0.0080 1.0000 0.1514 -4.750 -0.5372 0.05428 0.04918 -0.0062 1.0000 0.1579 -4.500 -0.5276 0.05173 0.04654 -0.0046 1.0000 0.1727 -4.250 -0.5166 0.04943 0.04418 -0.0029 1.0000 0.1905 -4.000 -0.4955 0.03618 0.03148 0.0001 1.0000 0.2067 -3.750 -0.4873 0.03371 0.02903 0.0023 1.0000 0.2367 -3.000 -0.3967 0.03430 0.02625 0.0031 1.0000 0.0999 -2.750 -0.3687 0.03112 0.02260 0.0045 1.0000 0.0800 -2.500 -0.3418 0.02953 0.02046 0.0062 1.0000 0.0709 -2.250 -0.3164 0.02783 0.01854 0.0071 1.0000 0.0677 -2.000 -0.2904 0.02652 0.01698 0.0081 1.0000 0.0655 -1.750 -0.2647 0.02548 0.01577 0.0089 1.0000 0.0648 -1.500 -0.2402 0.02472 0.01498 0.0096 1.0000 0.0676 -1.250 -0.2160 0.02412 0.01433 0.0104 1.0000 0.0711 -1.000 -0.1920 0.02358 0.01377 0.0112 1.0000 0.0732 -0.750 -0.1689 0.02277 0.01309 0.0119 1.0000 0.0782 -0.500 -0.0565 0.01966 0.01325 -0.0034 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0390 0.01995 0.01323 -0.0019 1.0000 1.0000 0.000 0.0073 0.02059 0.01360 -0.0063 0.9923 1.0000 0.250 0.0860 0.02147 0.01422 -0.0168 0.9725 1.0000 0.500 0.1528 0.02197 0.01455 -0.0246 0.9527 1.0000 0.750 0.2252 0.02222 0.01469 -0.0331 0.9357 1.0000 1.000 0.2791 0.02226 0.01466 -0.0379 0.9209 1.0000 1.250 0.3340 0.02216 0.01454 -0.0428 0.9076 1.0000 1.500 0.3847 0.02191 0.01429 -0.0467 0.8937 1.0000 1.750 0.4380 0.02147 0.01388 -0.0509 0.8798 1.0000 2.000 0.4892 0.02075 0.01321 -0.0540 0.8651 1.0000 2.250 0.5291 0.01991 0.01241 -0.0547 0.8481 1.0000 2.500 0.5566 0.01912 0.01167 -0.0530 0.8269 1.0000 2.750 0.5781 0.01832 0.01092 -0.0502 0.8010 1.0000 3.000 0.5871 0.01777 0.01044 -0.0455 0.7601 1.0000 3.250 0.6289 0.01547 0.00783 -0.0438 0.6486 1.0000 3.500 0.6515 0.01590 0.00691 -0.0405 0.4685 1.0000 3.750 0.6681 0.01695 0.00729 -0.0384 0.3941 1.0000 4.000 0.6886 0.01775 0.00771 -0.0370 0.3594 1.0000 4.250 0.7108 0.01849 0.00816 -0.0360 0.3392 1.0000 4.500 0.7344 0.01915 0.00866 -0.0353 0.3240 1.0000 4.750 0.7584 0.01977 0.00922 -0.0346 0.3117 1.0000 5.000 0.7827 0.02045 0.00979 -0.0341 0.3018 1.0000 5.250 0.8070 0.02107 0.01036 -0.0335 0.2929 1.0000 5.500 0.8322 0.02179 0.01104 -0.0331 0.2860 1.0000 5.750 0.8565 0.02242 0.01174 -0.0325 0.2789 1.0000 6.000 0.8824 0.02326 0.01242 -0.0323 0.2727 1.0000 6.250 0.9053 0.02388 0.01323 -0.0315 0.2663 1.0000 6.500 0.9297 0.02461 0.01400 -0.0310 0.2606 1.0000 6.750 0.9543 0.02550 0.01488 -0.0306 0.2551 1.0000 7.000 0.9763 0.02622 0.01578 -0.0297 0.2488 1.0000 7.250 1.0003 0.02703 0.01656 -0.0292 0.2430 1.0000 7.500 1.0219 0.02795 0.01766 -0.0284 0.2371 1.0000 7.750 1.0435 0.02875 0.01857 -0.0275 0.2308 1.0000 8.000 1.0679 0.02986 0.01960 -0.0272 0.2254 1.0000 8.250 1.0858 0.03084 0.02094 -0.0257 0.2196 1.0000 8.500 1.1074 0.03184 0.02203 -0.0249 0.2142 1.0000 8.750 1.1294 0.03321 0.02344 -0.0243 0.2091 1.0000 9.000 1.1443 0.03442 0.02504 -0.0225 0.2031 1.0000 9.250 1.1657 0.03544 0.02608 -0.0217 0.1974 1.0000 9.500 1.1819 0.03709 0.02793 -0.0204 0.1922 1.0000 9.750 1.1941 0.03850 0.02967 -0.0183 0.1862 1.0000 10.000 1.2177 0.03934 0.03041 -0.0179 0.1802 1.0000 10.250 1.2238 0.04114 0.03260 -0.0152 0.1745 1.0000 10.500 1.2393 0.04192 0.03350 -0.0136 0.1678 1.0000 10.750 1.2597 0.04303 0.03452 -0.0131 0.1620 1.0000 11.000 1.2574 0.04495 0.03696 -0.0092 0.1572 1.0000 11.250 1.2729 0.04574 0.03784 -0.0078 0.1516 1.0000 11.500 1.2917 0.04669 0.03873 -0.0070 0.1463 1.0000 11.750 1.2813 0.04881 0.04134 -0.0025 0.1419 1.0000 12.000 1.2949 0.04929 0.04189 -0.0008 0.1364 1.0000 12.250 1.3125 0.05001 0.04256 0.0002 0.1316 1.0000 12.500 1.2907 0.05279 0.04580 0.0055 0.1285 1.0000 12.750 1.2832 0.05428 0.04750 0.0094 0.1245 1.0000 13.000 1.3131 0.05311 0.04613 0.0095 0.1179 1.0000 13.250 1.2809 0.05641 0.04981 0.0150 0.1160 1.0000 13.500 1.2519 0.06006 0.05376 0.0189 0.1139 1.0000 13.750 1.0938 0.08024 0.07454 0.0191 0.1249 1.0000 14.000 1.0812 0.08462 0.07900 0.0181 0.1222 1.0000 14.250 1.0561 0.09174 0.08618 0.0152 0.1205 1.0000 14.500 1.0259 0.10091 0.09537 0.0109 0.1191 1.0000 14.750 1.1212 0.08528 0.07977 0.0202 0.1054 1.0000 15.250 0.8529 0.15825 0.15236 -0.0200 0.1185 1.0000 15.500 0.8413 0.16668 0.16078 -0.0240 0.1183 1.0000