XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK Z 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 0.6406 0.00878 0.00337 -0.0941 0.6594 1.0000 2.000 0.6895 0.00900 0.00341 -0.0925 0.6342 1.0000 2.500 0.7382 0.00926 0.00352 -0.0908 0.6073 1.0000 3.000 0.7869 0.00957 0.00367 -0.0891 0.5793 1.0000 3.500 0.8351 0.00995 0.00386 -0.0874 0.5499 1.0000 4.000 0.8829 0.01033 0.00412 -0.0857 0.5170 1.0000 4.500 0.9246 0.01091 0.00433 -0.0829 0.4592 1.0000 5.000 0.9682 0.01156 0.00471 -0.0806 0.4095 1.0000 5.500 1.0111 0.01230 0.00517 -0.0784 0.3579 1.0000 6.000 1.0555 0.01301 0.00572 -0.0765 0.3228 1.0000 6.500 1.0949 0.01402 0.00640 -0.0739 0.2634 1.0000 7.000 1.1345 0.01506 0.00719 -0.0714 0.2127 1.0000 7.500 1.1598 0.01705 0.00857 -0.0671 0.1240 1.0000 8.000 1.1902 0.01848 0.00979 -0.0634 0.0903 1.0000 8.500 1.2195 0.01991 0.01108 -0.0596 0.0672 1.0000 9.000 1.2489 0.02135 0.01246 -0.0561 0.0470 1.0000 9.500 1.2553 0.02443 0.01530 -0.0503 0.0054 1.0000 10.000 1.2819 0.02623 0.01725 -0.0472 0.0049 1.0000 10.500 1.3060 0.02833 0.01951 -0.0443 0.0047 1.0000 11.000 1.3270 0.03080 0.02217 -0.0415 0.0046 1.0000 11.500 1.3445 0.03371 0.02529 -0.0389 0.0045 1.0000 12.000 1.3586 0.03712 0.02892 -0.0366 0.0045 1.0000 12.500 1.3688 0.04108 0.03312 -0.0347 0.0045 1.0000 13.000 1.3752 0.04566 0.03796 -0.0332 0.0045 1.0000 13.500 1.3776 0.05095 0.04350 -0.0322 0.0045 1.0000 14.000 1.3760 0.05707 0.04988 -0.0319 0.0045 1.0000 14.500 1.3706 0.06408 0.05716 -0.0324 0.0045 1.0000 15.000 1.3611 0.07204 0.06539 -0.0337 0.0046 1.0000 15.500 1.3476 0.08104 0.07466 -0.0358 0.0046 1.0000 16.000 1.3306 0.09095 0.08483 -0.0386 0.0046 1.0000 16.500 1.3112 0.10161 0.09577 -0.0422 0.0047 1.0000 17.000 1.2904 0.11287 0.10728 -0.0464 0.0047 1.0000 17.500 1.2693 0.12456 0.11922 -0.0512 0.0047 1.0000 18.000 1.2494 0.13640 0.13130 -0.0566 0.0048 1.0000 18.500 1.2327 0.14798 0.14309 -0.0624 0.0049 1.0000 19.000 1.2193 0.15926 0.15455 -0.0683 0.0049 1.0000 19.500 1.2120 0.16946 0.16489 -0.0741 0.0050 1.0000 20.000 1.2104 0.17834 0.17388 -0.0792 0.0051 1.0000 20.500 1.2144 0.18588 0.18151 -0.0838 0.0052 1.0000 21.000 1.2215 0.19266 0.18837 -0.0880 0.0053 1.0000 21.500 1.2314 0.19864 0.19443 -0.0919 0.0054 1.0000 22.000 1.2410 0.20468 0.20056 -0.0960 0.0055 1.0000 22.500 1.2499 0.21092 0.20690 -0.1003 0.0056 1.0000 23.000 1.2582 0.21730 0.21340 -0.1049 0.0057 1.0000 23.500 1.2667 0.22338 0.21958 -0.1094 0.0058 1.0000 24.000 1.2687 0.23228 0.22866 -0.1162 0.0060 1.0000 24.500 1.2579 0.24692 0.24359 -0.1270 0.0061 1.0000