XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK Y 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 0.4347 0.00814 0.00330 -0.0917 0.7549 0.9944 0.500 0.4951 0.00821 0.00317 -0.0927 0.7344 1.0000 1.000 0.5450 0.00832 0.00312 -0.0913 0.7129 1.0000 1.500 0.5946 0.00847 0.00310 -0.0898 0.6895 1.0000 2.000 0.6440 0.00866 0.00313 -0.0883 0.6652 1.0000 2.500 0.6927 0.00886 0.00322 -0.0866 0.6386 1.0000 3.000 0.7408 0.00910 0.00335 -0.0849 0.6080 1.0000 3.500 0.7881 0.00943 0.00351 -0.0829 0.5724 1.0000 4.000 0.8344 0.00986 0.00377 -0.0809 0.5308 1.0000 4.500 0.8793 0.01041 0.00411 -0.0787 0.4813 1.0000 5.000 0.9232 0.01109 0.00454 -0.0764 0.4329 1.0000 5.500 0.9683 0.01178 0.00504 -0.0745 0.3960 1.0000 6.000 1.0149 0.01245 0.00562 -0.0729 0.3711 1.0000 6.500 1.0621 0.01311 0.00625 -0.0714 0.3517 1.0000 7.000 1.1089 0.01379 0.00693 -0.0699 0.3339 1.0000 7.500 1.1545 0.01449 0.00765 -0.0683 0.3152 1.0000 8.000 1.1986 0.01513 0.00833 -0.0664 0.2914 1.0000 8.500 1.2408 0.01581 0.00905 -0.0643 0.2643 1.0000 9.000 1.2791 0.01667 0.00985 -0.0617 0.2254 1.0000 9.500 1.3053 0.01811 0.01105 -0.0573 0.1722 1.0000 10.000 1.3265 0.01997 0.01272 -0.0525 0.1360 1.0000 10.500 1.3514 0.02172 0.01445 -0.0486 0.1140 1.0000 11.000 1.3747 0.02363 0.01636 -0.0450 0.0952 1.0000 11.500 1.3938 0.02596 0.01863 -0.0413 0.0715 1.0000 12.000 1.3992 0.02953 0.02198 -0.0370 0.0333 1.0000 12.500 1.4011 0.03369 0.02619 -0.0332 0.0253 1.0000 13.000 1.4027 0.03824 0.03094 -0.0304 0.0226 1.0000 13.500 1.3955 0.04404 0.03695 -0.0284 0.0210 1.0000 14.000 1.3894 0.05021 0.04337 -0.0274 0.0198 1.0000 14.500 1.3774 0.05757 0.05096 -0.0273 0.0189 1.0000 15.000 1.3596 0.06620 0.05980 -0.0283 0.0183 1.0000 15.500 1.3403 0.07537 0.06912 -0.0298 0.0179 1.0000 16.000 1.3310 0.08349 0.07747 -0.0313 0.0175 1.0000 16.500 1.3233 0.09146 0.08564 -0.0330 0.0170 1.0000 17.000 1.3185 0.09894 0.09327 -0.0345 0.0165 1.0000 17.500 1.3184 0.10555 0.10000 -0.0356 0.0161 1.0000 18.000 1.3259 0.11037 0.10485 -0.0354 0.0156 1.0000 18.500 1.3345 0.11494 0.10954 -0.0349 0.0152 1.0000 19.000 1.3245 0.12434 0.11927 -0.0392 0.0150 1.0000 19.500 1.3122 0.13443 0.12970 -0.0444 0.0148 1.0000 20.000 1.2973 0.14548 0.14108 -0.0508 0.0146 1.0000 20.500 1.2798 0.15765 0.15359 -0.0585 0.0145 1.0000 21.000 1.2584 0.17133 0.16761 -0.0678 0.0146 1.0000 21.500 1.2330 0.18705 0.18366 -0.0790 0.0148 1.0000 22.000 1.2044 0.20501 0.20191 -0.0918 0.0151 1.0000 23.500 0.7307 0.25218 0.24962 -0.0807 0.0291 1.0000 24.500 0.7393 0.26448 0.26195 -0.0855 0.0249 1.0000 25.000 0.7497 0.26885 0.26636 -0.0865 0.0241 1.0000 25.500 0.7468 0.27745 0.27497 -0.0905 0.0218 1.0000 26.000 0.7557 0.28176 0.27931 -0.0918 0.0209 1.0000 26.500 0.7540 0.29062 0.28817 -0.0955 0.0193 1.0000 27.500 0.7615 0.30352 0.30112 -0.1004 0.0167 1.0000 28.000 0.7661 0.30910 0.30673 -0.1026 0.0156 1.0000 28.500 0.7700 0.31522 0.31287 -0.1048 0.0152 1.0000 29.000 0.7718 0.32309 0.32076 -0.1077 0.0139 1.0000 29.500 0.7756 0.32886 0.32656 -0.1100 0.0131 1.0000 30.000 0.7812 0.33366 0.33140 -0.1116 0.0127 1.0000 30.500 0.7809 0.34240 0.34015 -0.1149 0.0123 1.0000 31.000 0.7835 0.34905 0.34683 -0.1174 0.0116 1.0000 31.500 0.7862 0.35511 0.35292 -0.1198 0.0110 1.0000 32.000 0.7889 0.36055 0.35839 -0.1221 0.0106 1.0000 32.500 0.7910 0.36680 0.36467 -0.1244 0.0103 1.0000 33.000 0.7923 0.37448 0.37237 -0.1271 0.0097 1.0000 33.500 0.7940 0.38071 0.37863 -0.1295 0.0091 1.0000 34.000 0.7956 0.38650 0.38446 -0.1319 0.0086 1.0000 34.500 0.7971 0.39160 0.38960 -0.1341 0.0083 1.0000 35.000 0.7978 0.39811 0.39613 -0.1365 0.0082 1.0000 35.500 0.7984 0.40530 0.40335 -0.1391 0.0079 1.0000 36.000 0.7991 0.41162 0.40970 -0.1415 0.0075 1.0000 36.500 0.7994 0.41748 0.41559 -0.1438 0.0071 1.0000 37.000 0.7995 0.42316 0.42130 -0.1462 0.0068 1.0000 37.500 0.7993 0.42848 0.42666 -0.1486 0.0065 1.0000 38.000 0.7989 0.43325 0.43146 -0.1509 0.0063 1.0000 39.000 0.7973 0.44547 0.44374 -0.1557 0.0061 1.0000 39.500 0.7965 0.45143 0.44974 -0.1580 0.0058 1.0000 40.000 0.7952 0.45684 0.45518 -0.1603 0.0054 1.0000 40.500 0.7937 0.46199 0.46037 -0.1626 0.0051 1.0000 41.000 0.7919 0.46680 0.46521 -0.1649 0.0048 1.0000 41.500 0.7897 0.47129 0.46973 -0.1672 0.0046 1.0000 42.000 0.7872 0.47532 0.47380 -0.1695 0.0044 1.0000 43.000 0.7822 0.48593 0.48447 -0.1740 0.0043 1.0000 43.500 0.7795 0.49086 0.48943 -0.1761 0.0042 1.0000 44.000 0.7765 0.49545 0.49406 -0.1783 0.0039 1.0000 44.500 0.7732 0.49964 0.49827 -0.1805 0.0036 1.0000 45.000 0.7696 0.50361 0.50228 -0.1827 0.0033 1.0000 45.500 0.7658 0.50724 0.50595 -0.1849 0.0031 1.0000 46.000 0.7615 0.51032 0.50906 -0.1871 0.0029 1.0000 47.500 0.7483 0.52148 0.52031 -0.1934 0.0027 1.0000 48.000 0.7438 0.52504 0.52390 -0.1954 0.0026 1.0000 48.500 0.7390 0.52820 0.52709 -0.1973 0.0025 1.0000 49.000 0.7339 0.53101 0.52993 -0.1994 0.0022 1.0000 49.500 0.7285 0.53350 0.53245 -0.2014 0.0019 1.0000 50.000 0.7228 0.53551 0.53449 -0.2034 0.0017 1.0000 50.500 0.7167 0.53710 0.53611 -0.2055 0.0016 1.0000 52.000 0.6988 0.54407 0.54317 -0.2110 0.0015 1.0000 52.500 0.6927 0.54610 0.54522 -0.2129 0.0014 1.0000 53.000 0.6862 0.54747 0.54663 -0.2146 0.0012 1.0000 53.500 0.6795 0.54866 0.54785 -0.2164 0.0010 1.0000 54.000 0.6725 0.54939 0.54860 -0.2182 0.0009 1.0000 54.500 0.6653 0.54977 0.54901 -0.2200 0.0007 1.0000 55.000 0.6578 0.54971 0.54897 -0.2219 0.0006 1.0000 56.000 0.6435 0.55133 0.55065 -0.2251 0.0005 1.0000 56.500 0.6359 0.55134 0.55068 -0.2267 0.0004 1.0000 57.000 0.6281 0.55084 0.55021 -0.2284 0.0003 1.0000 58.000 0.6123 0.55001 0.54942 -0.2316 0.0003 1.0000 58.500 0.6042 0.54923 0.54867 -0.2331 0.0002 1.0000 59.000 0.5960 0.54801 0.54747 -0.2346 0.0001 1.0000 59.500 0.5876 0.54651 0.54599 -0.2362 0.0001 1.0000