XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: E392 (10.15%) 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 0.4483 0.00821 0.00289 -0.0963 0.6884 1.0000 0.500 0.5048 0.00844 0.00292 -0.0966 0.6762 1.0000 1.000 0.5612 0.00869 0.00299 -0.0968 0.6647 1.0000 1.500 0.6173 0.00891 0.00311 -0.0969 0.6524 1.0000 2.000 0.6732 0.00916 0.00332 -0.0970 0.6404 1.0000 2.500 0.7290 0.00943 0.00353 -0.0971 0.6286 1.0000 3.000 0.7846 0.00970 0.00373 -0.0970 0.6158 1.0000 3.500 0.8394 0.00990 0.00394 -0.0968 0.6008 1.0000 4.000 0.8938 0.01012 0.00421 -0.0965 0.5851 1.0000 4.500 0.9478 0.01033 0.00446 -0.0961 0.5679 1.0000 5.000 1.0013 0.01056 0.00475 -0.0956 0.5494 1.0000 5.500 1.0536 0.01076 0.00509 -0.0949 0.5268 1.0000 6.000 1.1026 0.01097 0.00530 -0.0935 0.4856 1.0000 6.500 1.1499 0.01145 0.00574 -0.0920 0.4324 1.0000 7.000 1.1892 0.01260 0.00652 -0.0894 0.3351 1.0000 7.500 1.2172 0.01482 0.00811 -0.0857 0.2104 1.0000 8.000 1.2406 0.01736 0.01003 -0.0815 0.1044 1.0000 8.500 1.2524 0.02048 0.01266 -0.0754 0.0321 1.0000 9.000 1.2638 0.02289 0.01520 -0.0691 0.0255 1.0000 9.500 1.2779 0.02526 0.01780 -0.0639 0.0235 1.0000 10.000 1.2874 0.02829 0.02105 -0.0592 0.0220 1.0000 10.500 1.2964 0.03180 0.02474 -0.0555 0.0205 1.0000 11.000 1.3012 0.03630 0.02939 -0.0521 0.0191 1.0000 11.500 1.3167 0.04082 0.03415 -0.0491 0.0183 1.0000 12.000 1.3382 0.04496 0.03864 -0.0469 0.0179 1.0000 12.500 1.3558 0.05002 0.04410 -0.0448 0.0175 1.0000 13.000 1.3615 0.05614 0.05067 -0.0431 0.0170 1.0000 13.500 1.3557 0.06305 0.05802 -0.0425 0.0162 1.0000 14.000 1.3393 0.07184 0.06728 -0.0430 0.0160 1.0000 14.500 1.3104 0.08296 0.07889 -0.0455 0.0161 1.0000 15.000 1.2745 0.09623 0.09262 -0.0506 0.0162 1.0000 15.500 1.2336 0.11198 0.10879 -0.0587 0.0165 1.0000 16.000 1.1905 0.13057 0.12775 -0.0700 0.0169 1.0000 16.500 1.1435 0.15338 0.15085 -0.0851 0.0175 1.0000 17.000 1.1053 0.17715 0.17474 -0.0996 0.0187 1.0000 18.500 0.8347 0.22436 0.22234 -0.1182 0.0327 1.0000 19.000 0.8412 0.23333 0.23133 -0.1222 0.0293 1.0000 19.500 0.8535 0.24038 0.23841 -0.1246 0.0271 1.0000 20.000 0.8633 0.25110 0.24914 -0.1273 0.0255 1.0000 20.500 0.8621 0.26168 0.25972 -0.1338 0.0224 1.0000 21.000 0.8718 0.26959 0.26765 -0.1368 0.0199 1.0000 21.500 0.8838 0.27728 0.27538 -0.1390 0.0191 1.0000 22.000 0.8894 0.28917 0.28728 -0.1429 0.0183 1.0000 22.500 0.8919 0.30017 0.29827 -0.1483 0.0158 1.0000 23.000 0.8998 0.30927 0.30740 -0.1517 0.0146 1.0000 23.500 0.9089 0.31762 0.31578 -0.1544 0.0135 1.0000 24.000 0.9176 0.32834 0.32651 -0.1570 0.0128 1.0000 24.500 0.9206 0.33977 0.33794 -0.1621 0.0115 1.0000 25.000 0.9278 0.34977 0.34796 -0.1654 0.0095 1.0000 25.500 0.9348 0.35903 0.35725 -0.1685 0.0091 1.0000 26.000 0.9435 0.36849 0.36676 -0.1708 0.0087 1.0000 26.500 0.9489 0.38058 0.37885 -0.1743 0.0085 1.0000