XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK W 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 0.4019 0.00965 0.00341 -0.0865 0.7929 0.4424 0.500 0.4561 0.00829 0.00352 -0.0850 0.7726 0.9228 1.000 0.5784 0.00836 0.00342 -0.0985 0.7490 1.0000 1.500 0.6274 0.00846 0.00334 -0.0968 0.7214 1.0000 2.000 0.6751 0.00860 0.00336 -0.0948 0.6898 1.0000 2.500 0.7218 0.00883 0.00338 -0.0926 0.6547 1.0000 3.000 0.7666 0.00912 0.00352 -0.0901 0.6146 1.0000 3.500 0.8095 0.00952 0.00371 -0.0873 0.5704 1.0000 4.000 0.8441 0.01020 0.00395 -0.0828 0.4966 1.0000 4.500 0.8825 0.01084 0.00431 -0.0793 0.4483 1.0000 5.000 0.9175 0.01164 0.00474 -0.0753 0.3834 1.0000 5.500 0.9581 0.01229 0.00521 -0.0724 0.3414 1.0000 6.000 0.9965 0.01312 0.00576 -0.0693 0.2854 1.0000 6.500 1.0316 0.01424 0.00646 -0.0659 0.2143 1.0000 7.000 1.0594 0.01599 0.00762 -0.0616 0.1193 1.0000 7.500 1.0858 0.01783 0.00901 -0.0571 0.0513 1.0000 8.000 1.1172 0.01908 0.01017 -0.0533 0.0327 1.0000 8.500 1.1507 0.02021 0.01131 -0.0499 0.0247 1.0000 9.000 1.1775 0.02181 0.01285 -0.0459 0.0056 1.0000 9.500 1.2066 0.02332 0.01448 -0.0424 0.0046 1.0000 10.000 1.2342 0.02495 0.01628 -0.0390 0.0044 1.0000 10.500 1.2589 0.02686 0.01837 -0.0356 0.0042 1.0000 11.000 1.2804 0.02912 0.02083 -0.0323 0.0042 1.0000 11.500 1.2985 0.03178 0.02370 -0.0291 0.0042 1.0000 12.000 1.3128 0.03491 0.02706 -0.0262 0.0042 1.0000 12.500 1.3235 0.03858 0.03098 -0.0237 0.0042 1.0000 13.000 1.3301 0.04292 0.03556 -0.0217 0.0042 1.0000 13.500 1.3320 0.04804 0.04095 -0.0204 0.0042 1.0000 14.000 1.3293 0.05411 0.04730 -0.0199 0.0042 1.0000 14.500 1.3218 0.06126 0.05473 -0.0203 0.0042 1.0000 15.000 1.3096 0.06966 0.06341 -0.0219 0.0043 1.0000 15.500 1.2933 0.07915 0.07319 -0.0244 0.0043 1.0000 16.000 1.2739 0.08960 0.08390 -0.0277 0.0043 1.0000 16.500 1.2528 0.10068 0.09523 -0.0317 0.0043 1.0000 17.000 1.2319 0.11205 0.10684 -0.0362 0.0044 1.0000 17.500 1.2120 0.12356 0.11856 -0.0411 0.0044 1.0000 18.000 1.1960 0.13466 0.12985 -0.0462 0.0044 1.0000 18.500 1.1842 0.14517 0.14054 -0.0514 0.0044 1.0000 19.000 1.1769 0.15522 0.15077 -0.0567 0.0045 1.0000 19.500 1.1715 0.16516 0.16088 -0.0622 0.0045 1.0000 20.000 1.1670 0.17519 0.17109 -0.0681 0.0046 1.0000 20.500 1.1630 0.18541 0.18150 -0.0744 0.0047 1.0000 21.000 1.1591 0.19601 0.19230 -0.0811 0.0048 1.0000 21.500 1.1539 0.20750 0.20400 -0.0885 0.0049 1.0000 22.000 1.1455 0.22073 0.21745 -0.0971 0.0051 1.0000 22.500 1.0892 0.25891 0.25597 -0.1179 0.0061 1.0000 23.000 0.7182 0.23778 0.23515 -0.0708 0.0097 1.0000 23.500 1.1006 0.29367 0.29065 -0.1329 0.0179 1.0000 24.000 1.1163 0.30024 0.29722 -0.1366 0.0177 1.0000 24.500 1.1276 0.30998 0.30694 -0.1451 0.0165 1.0000 25.000 1.1426 0.31615 0.31312 -0.1500 0.0156 1.0000 25.500 1.1574 0.32136 0.31835 -0.1542 0.0150 1.0000 26.000 1.1735 0.32628 0.32330 -0.1564 0.0148 1.0000