XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Dayton-Wright 6 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 0.7646 0.01119 0.00464 -0.1150 0.5187 1.0000 0.500 0.8046 0.01144 0.00476 -0.1120 0.5024 1.0000 1.000 0.8446 0.01171 0.00492 -0.1090 0.4868 1.0000 1.500 0.8843 0.01201 0.00510 -0.1059 0.4712 1.0000 2.000 0.9238 0.01234 0.00532 -0.1029 0.4560 1.0000 2.500 0.9632 0.01271 0.00558 -0.0998 0.4414 1.0000 3.000 1.0021 0.01309 0.00590 -0.0967 0.4271 1.0000 3.500 1.0409 0.01349 0.00625 -0.0936 0.4136 1.0000 4.000 1.0798 0.01394 0.00665 -0.0906 0.4013 1.0000 5.000 1.1569 0.01493 0.00758 -0.0846 0.3788 1.0000 5.500 1.1949 0.01545 0.00814 -0.0817 0.3687 1.0000 6.000 1.2328 0.01603 0.00874 -0.0787 0.3591 1.0000 6.500 1.2642 0.01658 0.00929 -0.0746 0.3483 1.0000 7.000 1.2928 0.01714 0.00985 -0.0700 0.3373 1.0000 7.500 1.3231 0.01776 0.01049 -0.0659 0.3268 1.0000 8.000 1.3481 0.01839 0.01121 -0.0610 0.3153 1.0000 8.500 1.3734 0.01911 0.01204 -0.0565 0.3036 1.0000 9.000 1.3998 0.01996 0.01301 -0.0525 0.2926 1.0000 9.500 1.4206 0.02099 0.01413 -0.0480 0.2783 1.0000 10.000 1.4399 0.02225 0.01551 -0.0438 0.2619 1.0000 10.500 1.4546 0.02398 0.01729 -0.0396 0.2394 1.0000 11.000 1.4614 0.02653 0.01982 -0.0353 0.2056 1.0000 11.500 1.4476 0.03099 0.02405 -0.0301 0.1559 1.0000 12.000 1.4129 0.03791 0.03069 -0.0252 0.1030 1.0000 12.500 1.3639 0.04755 0.04013 -0.0222 0.0526 1.0000 13.000 1.3246 0.05758 0.05016 -0.0217 0.0313 1.0000 13.500 1.3066 0.06573 0.05850 -0.0220 0.0278 1.0000 14.000 1.2841 0.07481 0.06778 -0.0230 0.0258 1.0000 14.500 1.2674 0.08344 0.07667 -0.0243 0.0249 1.0000 15.000 1.2468 0.09296 0.08642 -0.0261 0.0238 1.0000 15.500 1.2235 0.10321 0.09687 -0.0285 0.0230 1.0000 16.000 1.2003 0.11364 0.10748 -0.0313 0.0224 1.0000 16.500 1.1889 0.12233 0.11632 -0.0339 0.0220 1.0000 17.000 1.1830 0.13013 0.12426 -0.0365 0.0211 1.0000 17.500 1.1828 0.13688 0.13108 -0.0389 0.0203 1.0000 18.000 1.1909 0.14168 0.13583 -0.0404 0.0194 1.0000 18.500 1.2106 0.14413 0.13825 -0.0408 0.0189 1.0000 19.000 1.2264 0.14776 0.14200 -0.0421 0.0182 1.0000 19.500 1.2443 0.15081 0.14512 -0.0432 0.0176 1.0000 20.000 1.2653 0.15294 0.14727 -0.0437 0.0167 1.0000 20.500 1.2904 0.15412 0.14850 -0.0437 0.0165 1.0000 21.000 1.3117 0.15580 0.15030 -0.0437 0.0159 1.0000 21.500 1.3097 0.16308 0.15787 -0.0480 0.0157 1.0000 22.000 1.3080 0.17029 0.16537 -0.0523 0.0156 1.0000 22.500 1.3007 0.17876 0.17415 -0.0576 0.0155 1.0000 23.000 1.2947 0.18692 0.18257 -0.0629 0.0157 1.0000 23.500 1.2764 0.19835 0.19433 -0.0706 0.0158 1.0000 24.000 1.2810 0.20382 0.19994 -0.0742 0.0161 1.0000