XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BOEING 103 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.6418 0.00898 0.00351 -0.0906 0.6563 1.0000 2.000 0.6872 0.00918 0.00357 -0.0885 0.6308 1.0000 2.500 0.7322 0.00941 0.00367 -0.0862 0.6029 1.0000 3.000 0.7762 0.00969 0.00383 -0.0836 0.5712 1.0000 3.500 0.8192 0.01002 0.00400 -0.0809 0.5343 1.0000 4.000 0.8507 0.01075 0.00418 -0.0760 0.4369 1.0000 4.500 0.8801 0.01198 0.00473 -0.0713 0.3327 1.0000 5.000 0.9168 0.01305 0.00537 -0.0681 0.2623 1.0000 5.500 0.9539 0.01420 0.00608 -0.0652 0.1897 1.0000 6.000 0.9814 0.01605 0.00727 -0.0609 0.0990 1.0000 6.500 1.0184 0.01720 0.00822 -0.0581 0.0719 1.0000 7.000 1.0463 0.01877 0.00950 -0.0539 0.0280 1.0000 7.500 1.0773 0.02010 0.01079 -0.0501 0.0054 1.0000 8.000 1.1129 0.02116 0.01197 -0.0473 0.0052 1.0000 8.500 1.1462 0.02240 0.01334 -0.0443 0.0051 1.0000 9.000 1.1770 0.02386 0.01496 -0.0412 0.0052 1.0000 9.500 1.2046 0.02560 0.01688 -0.0381 0.0054 1.0000 10.000 1.2285 0.02771 0.01922 -0.0349 0.0055 1.0000 10.500 1.2523 0.02991 0.02160 -0.0321 0.0057 1.0000 11.000 1.2739 0.03243 0.02433 -0.0295 0.0060 1.0000 11.500 1.2902 0.03554 0.02766 -0.0271 0.0063 1.0000 12.000 1.3009 0.03937 0.03175 -0.0249 0.0066 1.0000 12.500 1.3021 0.04443 0.03708 -0.0232 0.0069 1.0000 13.000 1.3087 0.04921 0.04210 -0.0223 0.0071 1.0000 13.500 1.3144 0.05444 0.04755 -0.0220 0.0076 1.0000 14.000 1.3070 0.06164 0.05501 -0.0227 0.0080 1.0000 14.500 1.2905 0.07063 0.06426 -0.0244 0.0082 1.0000 15.000 1.2674 0.08115 0.07503 -0.0274 0.0084 1.0000 15.500 1.2416 0.09260 0.08670 -0.0311 0.0085 1.0000 16.000 1.2350 0.10152 0.09586 -0.0342 0.0088 1.0000 16.500 1.2279 0.11068 0.10525 -0.0376 0.0092 1.0000 17.000 1.2146 0.12085 0.11561 -0.0417 0.0096 1.0000 17.500 1.2068 0.12983 0.12468 -0.0453 0.0100 1.0000 18.000 1.2118 0.13629 0.13118 -0.0477 0.0105 1.0000 18.500 1.2129 0.14466 0.13982 -0.0518 0.0111 1.0000 19.500 1.2373 0.15567 0.15110 -0.0566 0.0129 1.0000 20.000 1.2681 0.15644 0.15191 -0.0555 0.0145 1.0000 20.500 1.2778 0.16266 0.15848 -0.0584 0.0160 1.0000 21.000 1.2868 0.16841 0.16460 -0.0606 0.0179 1.0000 21.500 1.2834 0.17687 0.17337 -0.0649 0.0196 1.0000 22.000 1.2500 0.19447 0.19133 -0.0777 0.0196 1.0000