XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CH 10-48-13 (smoothed) 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 1.2754 0.01483 0.00793 -0.2805 0.6919 0.3136 1.000 1.3273 0.01485 0.00833 -0.2803 0.6849 0.5097 1.500 1.3845 0.01462 0.00846 -0.2809 0.6791 0.7314 3.000 1.5391 0.01544 0.00917 -0.2798 0.6590 1.0000 3.500 1.5823 0.01592 0.00969 -0.2780 0.6510 1.0000 4.000 1.6392 0.01616 0.00982 -0.2787 0.6446 1.0000 4.500 1.6814 0.01675 0.01047 -0.2767 0.6367 1.0000 5.000 1.7314 0.01706 0.01077 -0.2761 0.6291 1.0000 5.500 1.7775 0.01758 0.01131 -0.2749 0.6215 1.0000 6.000 1.8189 0.01802 0.01182 -0.2728 0.6127 1.0000 6.500 1.8649 0.01850 0.01233 -0.2716 0.6048 1.0000 7.000 1.8970 0.01908 0.01301 -0.2677 0.5953 1.0000 7.500 1.9344 0.01968 0.01367 -0.2648 0.5864 1.0000 8.000 1.9624 0.02036 0.01446 -0.2603 0.5763 1.0000 8.500 1.9851 0.02138 0.01562 -0.2551 0.5660 1.0000 9.000 2.0245 0.02196 0.01625 -0.2528 0.5562 1.0000 9.500 2.0300 0.02367 0.01819 -0.2451 0.5442 1.0000 10.000 2.0519 0.02503 0.01967 -0.2404 0.5326 1.0000 10.500 2.0604 0.02690 0.02164 -0.2337 0.5166 1.0000 11.000 2.0506 0.02996 0.02483 -0.2251 0.4960 1.0000 11.500 2.0431 0.03346 0.02840 -0.2174 0.4736 1.0000 12.500 2.0265 0.04222 0.03730 -0.2042 0.4247 1.0000 13.000 2.0134 0.04759 0.04265 -0.1979 0.3970 1.0000 13.500 1.9950 0.05392 0.04900 -0.1919 0.3659 1.0000 14.000 1.9717 0.06106 0.05610 -0.1861 0.3324 1.0000 14.500 1.9465 0.06877 0.06375 -0.1809 0.2984 1.0000 15.000 1.9157 0.07743 0.07233 -0.1760 0.2619 1.0000 15.500 1.8798 0.08706 0.08185 -0.1716 0.2210 1.0000 16.000 1.8344 0.09830 0.09286 -0.1679 0.1710 1.0000 16.500 1.7808 0.11096 0.10518 -0.1652 0.1124 1.0000 17.000 1.7319 0.12357 0.11745 -0.1640 0.0614 1.0000 17.500 1.7020 0.13393 0.12774 -0.1639 0.0387 1.0000 18.000 1.6853 0.14276 0.13667 -0.1646 0.0303 1.0000 18.500 1.6694 0.15166 0.14569 -0.1660 0.0259 1.0000 19.000 1.6655 0.15879 0.15301 -0.1675 0.0226 1.0000 19.500 1.6548 0.16698 0.16130 -0.1697 0.0200 1.0000 20.000 1.6572 0.17302 0.16753 -0.1715 0.0182 1.0000 20.500 1.6592 0.17892 0.17354 -0.1734 0.0166 1.0000 21.000 1.6663 0.18312 0.17776 -0.1744 0.0152 1.0000 21.500 1.6758 0.18762 0.18246 -0.1761 0.0140 1.0000 22.000 1.6848 0.19219 0.18718 -0.1781 0.0128 1.0000 22.500 1.6993 0.19459 0.18960 -0.1788 0.0118 1.0000 23.000 1.7113 0.19764 0.19290 -0.1799 0.0112 1.0000 23.500 1.7160 0.20297 0.19855 -0.1828 0.0107 1.0000 24.000 1.7178 0.20890 0.20481 -0.1863 0.0103 1.0000 24.500 1.7143 0.21624 0.21250 -0.1912 0.0100 1.0000 25.000 1.7073 0.22479 0.22137 -0.1974 0.0097 1.0000 25.500 1.6998 0.23369 0.23055 -0.2042 0.0093 1.0000 26.000 1.6866 0.24471 0.24188 -0.2130 0.0091 1.0000 26.500 1.6722 0.25638 0.25383 -0.2227 0.0089 1.0000