XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK YM-15 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 0.3887 0.00920 0.00420 -0.0765 0.6980 0.9026 0.500 0.4607 0.00947 0.00432 -0.0787 0.6790 0.9559 1.000 0.5487 0.00968 0.00433 -0.0850 0.6571 0.9765 1.500 0.6375 0.00980 0.00428 -0.0919 0.6309 0.9926 2.000 0.7067 0.00992 0.00425 -0.0949 0.6031 1.0000 2.500 0.7484 0.01011 0.00429 -0.0923 0.5740 1.0000 3.000 0.7876 0.01042 0.00439 -0.0891 0.5410 1.0000 3.500 0.8243 0.01081 0.00460 -0.0853 0.5012 1.0000 4.000 0.8589 0.01134 0.00489 -0.0812 0.4606 1.0000 4.500 0.8915 0.01197 0.00525 -0.0768 0.4213 1.0000 5.000 0.9230 0.01267 0.00565 -0.0722 0.3821 1.0000 5.500 0.9594 0.01332 0.00612 -0.0687 0.3520 1.0000 6.000 0.9979 0.01397 0.00664 -0.0657 0.3289 1.0000 6.500 1.0367 0.01463 0.00720 -0.0629 0.3089 1.0000 7.000 1.0722 0.01529 0.00776 -0.0595 0.2832 1.0000 7.500 1.1096 0.01596 0.00840 -0.0565 0.2663 1.0000 8.000 1.1434 0.01685 0.00915 -0.0532 0.2345 1.0000 8.500 1.1722 0.01812 0.01020 -0.0496 0.1898 1.0000 9.000 1.1921 0.02006 0.01184 -0.0452 0.1420 1.0000 9.500 1.2052 0.02261 0.01407 -0.0405 0.0940 1.0000 10.000 1.2262 0.02480 0.01616 -0.0371 0.0723 1.0000 10.500 1.2273 0.02857 0.01966 -0.0325 0.0266 1.0000 11.000 1.2322 0.03240 0.02349 -0.0290 0.0055 1.0000 11.500 1.2515 0.03527 0.02651 -0.0269 0.0051 1.0000 12.000 1.2677 0.03853 0.02993 -0.0251 0.0049 1.0000 12.500 1.2805 0.04229 0.03388 -0.0236 0.0047 1.0000 13.000 1.2903 0.04655 0.03834 -0.0224 0.0046 1.0000 13.500 1.2962 0.05150 0.04350 -0.0217 0.0046 1.0000 14.000 1.2987 0.05709 0.04932 -0.0214 0.0045 1.0000 14.500 1.2976 0.06342 0.05588 -0.0216 0.0045 1.0000 15.000 1.2931 0.07047 0.06317 -0.0224 0.0045 1.0000 15.500 1.2849 0.07829 0.07124 -0.0237 0.0045 1.0000 16.000 1.2741 0.08677 0.07996 -0.0256 0.0045 1.0000 16.500 1.2603 0.09595 0.08940 -0.0281 0.0045 1.0000 17.000 1.2456 0.10556 0.09926 -0.0311 0.0045 1.0000 17.500 1.2304 0.11542 0.10935 -0.0345 0.0045 1.0000 18.000 1.2150 0.12557 0.11974 -0.0384 0.0046 1.0000 18.500 1.2001 0.13586 0.13025 -0.0429 0.0046 1.0000 19.000 1.1862 0.14621 0.14081 -0.0477 0.0046 1.0000 19.500 1.1742 0.15657 0.15137 -0.0531 0.0047 1.0000 20.000 1.1629 0.16713 0.16212 -0.0588 0.0047 1.0000 20.500 1.1543 0.17733 0.17248 -0.0648 0.0048 1.0000 21.000 1.1498 0.18687 0.18217 -0.0706 0.0048 1.0000 21.500 1.1501 0.19541 0.19081 -0.0760 0.0049 1.0000 22.000 1.1554 0.20272 0.19819 -0.0809 0.0049 1.0000 22.500 1.1652 0.20880 0.20432 -0.0852 0.0050 1.0000 23.000 1.1779 0.21400 0.20957 -0.0891 0.0050 1.0000 23.500 1.1913 0.21894 0.21455 -0.0928 0.0051 1.0000 24.000 1.2048 0.22373 0.21941 -0.0966 0.0052 1.0000 24.500 1.2180 0.22850 0.22425 -0.1005 0.0053 1.0000 25.000 1.2304 0.23345 0.22929 -0.1047 0.0054 1.0000 25.500 1.2411 0.23884 0.23478 -0.1092 0.0055 1.0000 26.000 1.2501 0.24466 0.24072 -0.1141 0.0056 1.0000 26.500 1.2570 0.25110 0.24729 -0.1196 0.0057 1.0000 27.000 1.2622 0.25822 0.25455 -0.1257 0.0058 1.0000 27.500 1.2509 0.27270 0.26935 -0.1367 0.0060 1.0000 29.500 0.7238 0.31190 0.30947 -0.0947 0.0174 1.0000 30.000 0.7286 0.31697 0.31456 -0.0971 0.0167 1.0000 31.000 0.7338 0.33024 0.32787 -0.1023 0.0157 1.0000 31.500 0.7369 0.33623 0.33389 -0.1048 0.0148 1.0000 32.000 0.7403 0.34150 0.33919 -0.1072 0.0142 1.0000 32.500 0.7445 0.34603 0.34375 -0.1095 0.0139 1.0000 33.000 0.7468 0.35199 0.34973 -0.1119 0.0137 1.0000 33.500 0.7473 0.35943 0.35720 -0.1148 0.0133 1.0000 34.000 0.7493 0.36539 0.36319 -0.1174 0.0128 1.0000 34.500 0.7512 0.37086 0.36869 -0.1199 0.0123 1.0000 35.000 0.7530 0.37600 0.37386 -0.1224 0.0119 1.0000 35.500 0.7548 0.38078 0.37868 -0.1248 0.0117 1.0000 36.000 0.7568 0.38508 0.38300 -0.1271 0.0115 1.0000 36.500 0.7580 0.39031 0.38827 -0.1296 0.0114 1.0000 37.000 0.7577 0.39639 0.39437 -0.1323 0.0113 1.0000 37.500 0.7576 0.40210 0.40012 -0.1349 0.0112 1.0000 38.000 0.7578 0.40758 0.40564 -0.1374 0.0110 1.0000 38.500 0.7578 0.41269 0.41078 -0.1399 0.0107 1.0000 39.000 0.7576 0.41755 0.41568 -0.1424 0.0104 1.0000 39.500 0.7572 0.42212 0.42028 -0.1448 0.0100 1.0000 40.000 0.7566 0.42636 0.42456 -0.1473 0.0097 1.0000 40.500 0.7559 0.42999 0.42823 -0.1497 0.0094 1.0000 41.000 0.7546 0.43444 0.43271 -0.1520 0.0092 1.0000 41.500 0.7528 0.44089 0.43919 -0.1545 0.0089 1.0000 42.000 0.7512 0.44567 0.44401 -0.1568 0.0083 1.0000 42.500 0.7494 0.44963 0.44800 -0.1592 0.0078 1.0000 43.000 0.7475 0.45264 0.45105 -0.1616 0.0075 1.0000 43.500 0.7449 0.45740 0.45583 -0.1639 0.0073 1.0000 44.000 0.7424 0.46320 0.46167 -0.1661 0.0069 1.0000 44.500 0.7398 0.46719 0.46570 -0.1684 0.0063 1.0000 45.000 0.7369 0.47018 0.46873 -0.1707 0.0059 1.0000 45.500 0.7337 0.47218 0.47075 -0.1729 0.0057 1.0000 46.000 0.7302 0.47857 0.47717 -0.1750 0.0056 1.0000 46.500 0.7268 0.48281 0.48144 -0.1772 0.0051 1.0000 47.000 0.7231 0.48572 0.48438 -0.1794 0.0046 1.0000 47.500 0.7190 0.48777 0.48647 -0.1817 0.0044 1.0000 48.500 0.7105 0.49555 0.49430 -0.1857 0.0041 1.0000 49.000 0.7062 0.49883 0.49762 -0.1878 0.0037 1.0000 49.500 0.7015 0.50117 0.49999 -0.1899 0.0033 1.0000 50.000 0.6964 0.50268 0.50153 -0.1920 0.0031 1.0000 51.000 0.6858 0.50713 0.50603 -0.1961 0.0029 1.0000 51.500 0.6808 0.51049 0.50942 -0.1979 0.0028 1.0000 52.000 0.6753 0.51249 0.51145 -0.1998 0.0025 1.0000 52.500 0.6695 0.51387 0.51286 -0.2017 0.0023 1.0000 53.000 0.6635 0.51474 0.51376 -0.2037 0.0021 1.0000 53.500 0.6571 0.51493 0.51398 -0.2057 0.0019 1.0000 55.000 0.6378 0.51801 0.51713 -0.2111 0.0018 1.0000 55.500 0.6313 0.51903 0.51817 -0.2128 0.0017 1.0000 56.000 0.6246 0.51949 0.51867 -0.2145 0.0016 1.0000 56.500 0.6177 0.51944 0.51864 -0.2163 0.0014 1.0000 57.000 0.6105 0.51892 0.51815 -0.2180 0.0013 1.0000 57.500 0.6031 0.51819 0.51744 -0.2197 0.0011 1.0000 58.000 0.5957 0.51709 0.51637 -0.2214 0.0010 1.0000 58.500 0.5879 0.51543 0.51473 -0.2232 0.0009 1.0000 59.000 0.5797 0.51296 0.51229 -0.2250 0.0009 1.0000 60.000 0.5647 0.51245 0.51182 -0.2278 0.0008 1.0000