XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: DAE-51 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 0.4734 0.00803 0.00326 -0.1042 0.7869 1.0000 0.500 0.5298 0.00811 0.00311 -0.1040 0.7721 1.0000 1.000 0.5860 0.00819 0.00306 -0.1039 0.7547 1.0000 1.500 0.6421 0.00829 0.00305 -0.1037 0.7366 1.0000 2.000 0.6979 0.00842 0.00307 -0.1035 0.7173 1.0000 2.500 0.7535 0.00856 0.00313 -0.1032 0.6963 1.0000 3.000 0.8088 0.00873 0.00325 -0.1029 0.6732 1.0000 3.500 0.8636 0.00895 0.00339 -0.1025 0.6479 1.0000 4.000 0.9178 0.00924 0.00360 -0.1021 0.6205 1.0000 4.500 0.9715 0.00956 0.00391 -0.1016 0.5892 1.0000 5.000 1.0239 0.01000 0.00428 -0.1008 0.5543 1.0000 5.500 1.0748 0.01051 0.00471 -0.0999 0.5108 1.0000 6.000 1.1232 0.01120 0.00527 -0.0987 0.4515 1.0000 6.500 1.1676 0.01226 0.00601 -0.0970 0.3713 1.0000 7.000 1.2093 0.01361 0.00703 -0.0951 0.2898 1.0000 7.500 1.2461 0.01540 0.00837 -0.0926 0.1993 1.0000 8.000 1.2758 0.01781 0.01019 -0.0894 0.1005 1.0000 8.500 1.2990 0.02062 0.01259 -0.0851 0.0480 1.0000 9.000 1.3245 0.02275 0.01476 -0.0810 0.0379 1.0000 9.500 1.3460 0.02482 0.01694 -0.0765 0.0329 1.0000 10.000 1.3646 0.02725 0.01947 -0.0723 0.0295 1.0000 10.500 1.3842 0.02977 0.02221 -0.0687 0.0273 1.0000 11.000 1.3964 0.03307 0.02561 -0.0650 0.0258 1.0000 11.500 1.4129 0.03620 0.02901 -0.0619 0.0242 1.0000 12.000 1.4246 0.03983 0.03273 -0.0592 0.0221 1.0000 12.500 1.4390 0.04340 0.03664 -0.0571 0.0201 1.0000 13.000 1.4465 0.04779 0.04123 -0.0552 0.0182 1.0000 13.500 1.4518 0.05263 0.04631 -0.0540 0.0162 1.0000 14.000 1.4504 0.05859 0.05263 -0.0532 0.0138 1.0000 14.500 1.4408 0.06603 0.06040 -0.0531 0.0115 1.0000 15.000 1.4292 0.07408 0.06861 -0.0539 0.0105 1.0000 15.500 1.4121 0.08370 0.07871 -0.0554 0.0095 1.0000 16.000 1.3940 0.09395 0.08932 -0.0582 0.0090 1.0000 16.500 1.3750 0.10494 0.10061 -0.0622 0.0086 1.0000 17.000 1.3544 0.11675 0.11270 -0.0673 0.0084 1.0000 17.500 1.3322 0.12956 0.12580 -0.0736 0.0083 1.0000 18.000 1.3065 0.14404 0.14061 -0.0818 0.0082 1.0000 18.500 1.2708 0.16283 0.15983 -0.0937 0.0084 1.0000 19.000 1.1563 0.21513 0.21263 -0.1266 0.0104 1.0000