XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RUTAN CANARD AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2233 0.00950 0.00480 -0.0494 0.7969 0.8718 0.500 0.2707 0.00965 0.00498 -0.0466 0.7875 0.9095 1.000 0.3180 0.00965 0.00501 -0.0435 0.7773 0.9428 1.500 0.3816 0.00941 0.00470 -0.0437 0.7581 0.9719 2.000 0.4708 0.00921 0.00441 -0.0496 0.7355 0.9893 2.500 0.5476 0.00898 0.00409 -0.0537 0.7092 0.9979 3.000 0.5989 0.00885 0.00388 -0.0529 0.6826 1.0000 3.500 0.6426 0.00880 0.00380 -0.0506 0.6468 1.0000 4.000 0.6884 0.00898 0.00376 -0.0485 0.5830 1.0000 4.500 0.7222 0.01085 0.00435 -0.0451 0.3302 1.0000 5.000 0.7577 0.01315 0.00564 -0.0427 0.1605 1.0000 5.500 0.8037 0.01433 0.00658 -0.0415 0.1225 1.0000 6.000 0.8489 0.01552 0.00760 -0.0401 0.1026 1.0000 6.500 0.8941 0.01663 0.00867 -0.0386 0.0889 1.0000 7.000 0.9373 0.01788 0.00986 -0.0368 0.0795 1.0000 7.500 0.9794 0.01922 0.01117 -0.0350 0.0724 1.0000 8.000 1.0201 0.02076 0.01265 -0.0329 0.0673 1.0000 8.500 1.0627 0.02203 0.01398 -0.0312 0.0627 1.0000 9.000 1.1045 0.02374 0.01572 -0.0294 0.0591 1.0000 9.500 1.1463 0.02528 0.01731 -0.0276 0.0559 1.0000 10.000 1.1886 0.02724 0.01936 -0.0260 0.0529 1.0000 10.500 1.2270 0.02905 0.02132 -0.0239 0.0504 1.0000 11.000 1.2711 0.03151 0.02380 -0.0230 0.0481 1.0000 11.500 1.2976 0.03372 0.02638 -0.0194 0.0459 1.0000 12.000 1.3268 0.03602 0.02882 -0.0167 0.0441 1.0000 12.500 1.3558 0.03948 0.03249 -0.0145 0.0426 1.0000 13.000 1.3570 0.04340 0.03695 -0.0096 0.0412 1.0000 13.500 1.3623 0.04720 0.04107 -0.0062 0.0398 1.0000 14.000 1.3728 0.05071 0.04472 -0.0038 0.0387 1.0000 14.500 1.3718 0.05642 0.05066 -0.0014 0.0379 1.0000 15.000 1.3305 0.06506 0.05991 0.0003 0.0375 1.0000 15.500 1.2772 0.07673 0.07217 -0.0012 0.0373 1.0000 16.000 1.2117 0.09254 0.08849 -0.0076 0.0374 1.0000 16.500 1.1321 0.11546 0.11187 -0.0214 0.0378 1.0000 18.500 0.6463 0.19610 0.19318 -0.0505 0.0445 1.0000 19.000 0.6608 0.20032 0.19742 -0.0512 0.0433 1.0000 19.500 0.6539 0.20800 0.20511 -0.0558 0.0411 1.0000 20.000 0.6617 0.21296 0.21010 -0.0579 0.0389 1.0000 21.000 0.6702 0.22515 0.22233 -0.0635 0.0357 1.0000 21.500 0.6778 0.23029 0.22749 -0.0657 0.0341 1.0000 22.000 0.6903 0.23503 0.23226 -0.0668 0.0334 1.0000 22.500 0.6875 0.24255 0.23980 -0.0711 0.0318 1.0000 23.000 0.6942 0.24801 0.24529 -0.0735 0.0300 1.0000 23.500 0.7034 0.25289 0.25019 -0.0753 0.0292 1.0000 24.000 0.7077 0.25939 0.25672 -0.0780 0.0287 1.0000 24.500 0.7103 0.26619 0.26355 -0.0814 0.0269 1.0000 25.000 0.7169 0.27159 0.26898 -0.0838 0.0256 1.0000 25.500 0.7263 0.27657 0.27399 -0.0854 0.0250 1.0000 26.000 0.7267 0.28404 0.28149 -0.0890 0.0243 1.0000 26.500 0.7316 0.29027 0.28774 -0.0918 0.0227 1.0000 27.000 0.7373 0.29577 0.29328 -0.0942 0.0217 1.0000 28.000 0.7456 0.30878 0.30636 -0.0996 0.0203 1.0000 28.500 0.7501 0.31494 0.31255 -0.1022 0.0189 1.0000 29.000 0.7551 0.32037 0.31801 -0.1046 0.0181 1.0000 29.500 0.7596 0.32654 0.32421 -0.1069 0.0177 1.0000 30.000 0.7616 0.33413 0.33183 -0.1100 0.0164 1.0000 30.500 0.7655 0.34001 0.33775 -0.1126 0.0153 1.0000 31.000 0.7702 0.34515 0.34293 -0.1147 0.0147 1.0000 31.500 0.7714 0.35335 0.35115 -0.1178 0.0140 1.0000 32.000 0.7744 0.35968 0.35751 -0.1204 0.0128 1.0000 32.500 0.7775 0.36516 0.36303 -0.1229 0.0121 1.0000 33.000 0.7799 0.37142 0.36931 -0.1253 0.0119 1.0000 33.500 0.7814 0.37923 0.37716 -0.1281 0.0110 1.0000 34.000 0.7835 0.38530 0.38326 -0.1307 0.0101 1.0000 34.500 0.7855 0.39067 0.38867 -0.1332 0.0096 1.0000 35.000 0.7868 0.39698 0.39500 -0.1357 0.0094 1.0000 35.500 0.7877 0.40458 0.40263 -0.1384 0.0089 1.0000 36.000 0.7888 0.41077 0.40886 -0.1409 0.0080 1.0000 36.500 0.7897 0.41623 0.41435 -0.1435 0.0075 1.0000 37.500 0.7902 0.42883 0.42701 -0.1485 0.0070 1.0000 38.000 0.7904 0.43548 0.43370 -0.1509 0.0065 1.0000 38.500 0.7902 0.44126 0.43951 -0.1534 0.0059 1.0000 39.000 0.7898 0.44625 0.44454 -0.1560 0.0054 1.0000 40.000 0.7879 0.45824 0.45659 -0.1608 0.0051 1.0000 41.000 0.7856 0.46991 0.46832 -0.1656 0.0042 1.0000 41.500 0.7840 0.47482 0.47326 -0.1681 0.0039 1.0000 42.000 0.7818 0.47897 0.47745 -0.1706 0.0036 1.0000 42.500 0.7796 0.48471 0.48321 -0.1729 0.0035 1.0000 43.000 0.7775 0.49065 0.48919 -0.1751 0.0034 1.0000 43.500 0.7751 0.49580 0.49437 -0.1774 0.0030 1.0000 44.000 0.7723 0.50040 0.49900 -0.1798 0.0027 1.0000 44.500 0.7692 0.50444 0.50307 -0.1821 0.0024 1.0000 45.000 0.7655 0.50785 0.50652 -0.1845 0.0023 1.0000 46.000 0.7587 0.51778 0.51650 -0.1889 0.0021 1.0000 46.500 0.7549 0.52210 0.52086 -0.1910 0.0019 1.0000 47.000 0.7508 0.52584 0.52463 -0.1932 0.0017 1.0000 47.500 0.7464 0.52912 0.52794 -0.1955 0.0014 1.0000 48.000 0.7416 0.53175 0.53060 -0.1978 0.0013 1.0000 49.000 0.7318 0.53867 0.53757 -0.2020 0.0012 1.0000 49.500 0.7270 0.54222 0.54116 -0.2039 0.0011 1.0000 50.000 0.7217 0.54509 0.54405 -0.2059 0.0009 1.0000 51.000 0.7104 0.54937 0.54840 -0.2101 0.0007 1.0000 51.500 0.7042 0.55067 0.54972 -0.2122 0.0006 1.0000 52.500 0.6919 0.55499 0.55410 -0.2160 0.0005 1.0000 53.000 0.6857 0.55711 0.55625 -0.2178 0.0005 1.0000 53.500 0.6792 0.55862 0.55779 -0.2196 0.0004 1.0000 54.000 0.6724 0.55962 0.55882 -0.2215 0.0003 1.0000 54.500 0.6655 0.56020 0.55942 -0.2234 0.0002 1.0000 55.000 0.6582 0.56021 0.55946 -0.2253 0.0002 1.0000 56.000 0.6437 0.56144 0.56074 -0.2287 0.0001 1.0000 56.500 0.6363 0.56175 0.56107 -0.2304 0.0001 1.0000 57.000 0.6285 0.56109 0.56044 -0.2321 0.0000 1.0000 58.000 0.6130 0.56058 0.55997 -0.2353 0.0000 1.0000 58.500 0.6049 0.55970 0.55912 -0.2369 0.0000 1.0000 59.000 0.5967 0.55831 0.55775 -0.2385 0.0000 1.0000