XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: DEFIANT CANARD BL20 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 0.3745 0.01440 0.00701 -0.0605 0.5180 0.5095 0.500 0.4284 0.01432 0.00691 -0.0598 0.5120 0.5340 1.000 0.4809 0.01447 0.00709 -0.0591 0.5059 0.5645 1.500 0.5280 0.01441 0.00727 -0.0573 0.4999 0.6024 2.000 0.5761 0.01421 0.00731 -0.0556 0.4933 0.6606 2.500 0.6242 0.01388 0.00745 -0.0535 0.4877 0.7971 3.000 0.7288 0.01429 0.00813 -0.0629 0.4805 0.9276 3.500 0.8232 0.01465 0.00845 -0.0704 0.4727 0.9636 4.000 0.9172 0.01496 0.00859 -0.0780 0.4660 0.9833 4.500 1.0108 0.01534 0.00896 -0.0860 0.4582 0.9984 5.000 1.0536 0.01558 0.00919 -0.0842 0.4516 1.0000 5.500 1.0918 0.01578 0.00929 -0.0811 0.4454 1.0000 6.000 1.1258 0.01625 0.00975 -0.0775 0.4388 1.0000 6.500 1.1565 0.01663 0.01019 -0.0731 0.4320 1.0000 7.000 1.1937 0.01690 0.01040 -0.0699 0.4254 1.0000 7.500 1.2292 0.01745 0.01091 -0.0666 0.4185 1.0000 8.000 1.2532 0.01796 0.01152 -0.0613 0.4116 1.0000 8.500 1.2856 0.01834 0.01186 -0.0574 0.4046 1.0000 9.000 1.3124 0.01901 0.01253 -0.0527 0.3977 1.0000 9.500 1.3196 0.01976 0.01339 -0.0451 0.3908 1.0000 10.000 1.3470 0.02039 0.01400 -0.0411 0.3838 1.0000 10.500 1.3679 0.02151 0.01516 -0.0369 0.3764 1.0000 11.000 1.3783 0.02301 0.01679 -0.0321 0.3688 1.0000 11.500 1.4136 0.02390 0.01761 -0.0303 0.3614 1.0000 12.000 1.4142 0.02651 0.02041 -0.0261 0.3536 1.0000 12.500 1.4284 0.02874 0.02271 -0.0237 0.3457 1.0000 13.000 1.4579 0.03030 0.02425 -0.0222 0.3381 1.0000 13.500 1.4475 0.03453 0.02869 -0.0195 0.3294 1.0000 14.000 1.4806 0.03584 0.02995 -0.0185 0.3223 1.0000 14.500 1.4667 0.04087 0.03518 -0.0164 0.3138 1.0000 15.000 1.4771 0.04410 0.03847 -0.0153 0.3057 1.0000 15.500 1.4879 0.04745 0.04188 -0.0142 0.2975 1.0000 16.000 1.4762 0.05307 0.04765 -0.0134 0.2880 1.0000 16.500 1.5019 0.05515 0.04971 -0.0128 0.2801 1.0000 17.000 1.4720 0.06316 0.05795 -0.0127 0.2706 1.0000 17.500 1.5198 0.06289 0.05755 -0.0121 0.2630 1.0000 18.000 1.4610 0.07465 0.06964 -0.0129 0.2529 1.0000 18.500 1.5120 0.07383 0.06867 -0.0125 0.2449 1.0000 19.000 1.4461 0.08715 0.08234 -0.0142 0.2344 1.0000 19.500 1.4957 0.08637 0.08145 -0.0138 0.2276 1.0000 20.000 1.4276 0.10061 0.09602 -0.0164 0.2173 1.0000 20.500 1.4767 0.09973 0.09502 -0.0161 0.2104 1.0000 21.000 1.4061 0.11492 0.11054 -0.0198 0.1995 1.0000 21.500 1.4458 0.11513 0.11069 -0.0199 0.1923 1.0000 22.500 1.3839 0.13569 0.13158 -0.0268 0.1710 1.0000 23.000 1.4132 0.13723 0.13302 -0.0277 0.1616 1.0000 23.500 1.3911 0.14651 0.14240 -0.0317 0.1489 1.0000 24.000 1.3769 0.15469 0.15059 -0.0355 0.1348 1.0000 24.500 1.3554 0.16420 0.16012 -0.0403 0.1183 1.0000 25.000 1.3396 0.17282 0.16863 -0.0451 0.1013 1.0000 25.500 1.3342 0.17965 0.17525 -0.0492 0.0881 1.0000 26.500 1.3326 0.19207 0.18763 -0.0573 0.0723 1.0000 27.000 1.3382 0.19713 0.19272 -0.0609 0.0672 1.0000 27.500 1.3540 0.20009 0.19556 -0.0636 0.0627 1.0000 28.000 1.3547 0.20613 0.20177 -0.0681 0.0591 1.0000 28.500 1.3744 0.20813 0.20365 -0.0704 0.0556 1.0000 29.000 1.3690 0.21529 0.21104 -0.0758 0.0527 1.0000 29.500 1.3886 0.21710 0.21273 -0.0783 0.0493 1.0000 30.000 1.3791 0.22506 0.22095 -0.0845 0.0467 1.0000 30.500 1.3946 0.22757 0.22337 -0.0876 0.0438 1.0000 31.000 1.3812 0.23622 0.23230 -0.0946 0.0412 1.0000 31.500 1.3935 0.23931 0.23533 -0.0983 0.0386 1.0000 32.000 1.3737 0.24941 0.24572 -0.1064 0.0361 1.0000 32.500 1.3867 0.25222 0.24846 -0.1102 0.0337 1.0000 33.000 1.3526 0.26581 0.26243 -0.1207 0.0313 1.0000 33.500 1.3693 0.26762 0.26416 -0.1241 0.0295 1.0000 34.000 1.2679 0.30000 0.29708 -0.1457 0.0252 1.0000 34.500 1.3296 0.28882 0.28574 -0.1418 0.0252 1.0000