XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK YM-18 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 0.3772 0.01013 0.00464 -0.0734 0.6598 0.7797 0.500 0.4289 0.01020 0.00478 -0.0715 0.6423 0.8484 1.000 0.4830 0.01042 0.00493 -0.0702 0.6219 0.8962 1.500 0.5391 0.01070 0.00512 -0.0694 0.5995 0.9326 2.500 0.6870 0.01149 0.00561 -0.0762 0.5426 0.9721 3.000 0.7718 0.01200 0.00583 -0.0824 0.5008 0.9840 3.500 0.8560 0.01264 0.00616 -0.0888 0.4528 0.9975 4.000 0.8931 0.01311 0.00645 -0.0859 0.4225 1.0000 4.500 0.9139 0.01358 0.00675 -0.0796 0.4032 1.0000 5.000 0.9354 0.01408 0.00710 -0.0732 0.3882 1.0000 5.500 0.9635 0.01452 0.00750 -0.0681 0.3772 1.0000 6.000 0.9905 0.01509 0.00795 -0.0628 0.3663 1.0000 6.500 1.0229 0.01561 0.00846 -0.0585 0.3568 1.0000 7.000 1.0536 0.01635 0.00904 -0.0543 0.3415 1.0000 7.500 1.0837 0.01691 0.00966 -0.0501 0.3280 1.0000 8.000 1.1186 0.01778 0.01043 -0.0471 0.3152 1.0000 8.500 1.1469 0.01862 0.01126 -0.0433 0.2993 1.0000 9.000 1.1834 0.01950 0.01217 -0.0410 0.2895 1.0000 9.500 1.2192 0.02043 0.01316 -0.0387 0.2804 1.0000 10.000 1.2502 0.02160 0.01435 -0.0361 0.2674 1.0000 10.500 1.2778 0.02305 0.01577 -0.0333 0.2536 1.0000 11.000 1.3095 0.02442 0.01722 -0.0313 0.2398 1.0000 11.500 1.3370 0.02614 0.01898 -0.0290 0.2241 1.0000 12.000 1.3536 0.02868 0.02143 -0.0263 0.1970 1.0000 12.500 1.3629 0.03198 0.02462 -0.0234 0.1704 1.0000 13.000 1.3675 0.03590 0.02846 -0.0207 0.1476 1.0000 13.500 1.3737 0.03997 0.03253 -0.0186 0.1290 1.0000 14.000 1.3724 0.04499 0.03753 -0.0168 0.1111 1.0000 14.500 1.3721 0.05024 0.04281 -0.0156 0.0978 1.0000 15.000 1.3719 0.05574 0.04840 -0.0150 0.0892 1.0000 15.500 1.3689 0.06183 0.05459 -0.0147 0.0826 1.0000 16.000 1.3617 0.06867 0.06154 -0.0150 0.0759 1.0000 16.500 1.3526 0.07596 0.06896 -0.0157 0.0694 1.0000 17.000 1.3446 0.08337 0.07653 -0.0168 0.0640 1.0000 17.500 1.3334 0.09136 0.08468 -0.0183 0.0585 1.0000 18.000 1.3191 0.09999 0.09345 -0.0204 0.0523 1.0000 18.500 1.2967 0.10995 0.10349 -0.0233 0.0420 1.0000 19.000 1.2539 0.12317 0.11668 -0.0278 0.0232 1.0000 19.500 1.2209 0.13532 0.12885 -0.0326 0.0080 1.0000 20.000 1.2104 0.14420 0.13786 -0.0365 0.0064 1.0000 20.500 1.2063 0.15217 0.14600 -0.0404 0.0061 1.0000 21.000 1.2033 0.16012 0.15411 -0.0445 0.0058 1.0000 21.500 1.2005 0.16808 0.16224 -0.0490 0.0056 1.0000 22.000 1.1970 0.17632 0.17066 -0.0539 0.0055 1.0000 22.500 1.1926 0.18492 0.17944 -0.0592 0.0054 1.0000 23.000 1.1858 0.19424 0.18895 -0.0652 0.0053 1.0000 23.500 1.1782 0.20395 0.19886 -0.0717 0.0053 1.0000 24.000 1.1710 0.21384 0.20894 -0.0785 0.0053 1.0000 24.500 1.1613 0.22457 0.21987 -0.0860 0.0053 1.0000 25.000 1.1550 0.23477 0.23025 -0.0934 0.0054 1.0000 25.500 1.1530 0.24408 0.23970 -0.1003 0.0054 1.0000 26.000 1.1539 0.25274 0.24847 -0.1069 0.0054 1.0000 26.500 1.1584 0.26039 0.25621 -0.1130 0.0054 1.0000 27.000 1.1657 0.26716 0.26306 -0.1187 0.0054 1.0000 27.500 1.1757 0.27295 0.26889 -0.1239 0.0054 1.0000 28.000 1.1878 0.27792 0.27391 -0.1288 0.0053 1.0000 28.500 1.2016 0.28210 0.27811 -0.1333 0.0053 1.0000 29.000 1.2169 0.28565 0.28168 -0.1376 0.0053 1.0000 29.500 1.2325 0.28890 0.28495 -0.1417 0.0053 1.0000 30.000 1.2479 0.29203 0.28810 -0.1459 0.0053 1.0000 30.500 1.2633 0.29502 0.29111 -0.1501 0.0052 1.0000 31.000 1.2775 0.29830 0.29444 -0.1545 0.0053 1.0000 31.500 1.2904 0.30188 0.29807 -0.1591 0.0053 1.0000 32.000 1.3013 0.30603 0.30231 -0.1642 0.0053 1.0000 32.500 1.3100 0.31084 0.30723 -0.1697 0.0054 1.0000 33.000 1.3158 0.31670 0.31324 -0.1760 0.0055 1.0000 33.500 1.3103 0.32718 0.32400 -0.1848 0.0058 1.0000