XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: E423 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.000 1.2252 0.01582 0.00799 -0.2404 0.6097 0.1993 1.500 1.2745 0.01590 0.00815 -0.2392 0.6030 0.2194 2.000 1.3290 0.01604 0.00827 -0.2390 0.5970 0.2419 2.500 1.3856 0.01635 0.00860 -0.2395 0.5910 0.2696 3.000 1.4305 0.01655 0.00898 -0.2376 0.5845 0.3033 3.500 1.4822 0.01666 0.00927 -0.2370 0.5780 0.3671 4.000 1.5370 0.01632 0.00969 -0.2372 0.5720 1.0000 4.500 1.5764 0.01674 0.01018 -0.2341 0.5653 1.0000 5.000 1.6240 0.01710 0.01052 -0.2328 0.5583 1.0000 5.500 1.6821 0.01762 0.01088 -0.2336 0.5515 1.0000 6.000 1.7131 0.01803 0.01146 -0.2290 0.5437 1.0000 6.500 1.7588 0.01830 0.01170 -0.2273 0.5359 1.0000 7.000 1.7985 0.01882 0.01227 -0.2246 0.5279 1.0000 7.500 1.8274 0.01920 0.01273 -0.2197 0.5192 1.0000 8.000 1.8700 0.01964 0.01316 -0.2176 0.5109 1.0000 8.500 1.8864 0.02025 0.01393 -0.2106 0.5012 1.0000 9.000 1.9231 0.02076 0.01444 -0.2076 0.4919 1.0000 9.500 1.9349 0.02169 0.01555 -0.2003 0.4811 1.0000 10.000 1.9585 0.02263 0.01656 -0.1954 0.4703 1.0000 10.500 1.9757 0.02381 0.01782 -0.1897 0.4583 1.0000 11.000 1.9822 0.02564 0.01983 -0.1829 0.4451 1.0000 11.500 1.9929 0.02761 0.02190 -0.1773 0.4313 1.0000 12.000 1.9994 0.03006 0.02442 -0.1716 0.4161 1.0000 12.500 2.0012 0.03316 0.02759 -0.1661 0.3994 1.0000 13.000 1.9967 0.03713 0.03166 -0.1607 0.3813 1.0000 13.500 1.9870 0.04205 0.03668 -0.1557 0.3614 1.0000 14.000 1.9747 0.04773 0.04246 -0.1513 0.3402 1.0000 14.500 1.9598 0.05417 0.04894 -0.1476 0.3177 1.0000 15.000 1.9434 0.06120 0.05599 -0.1446 0.2952 1.0000 16.000 1.9129 0.07618 0.07102 -0.1404 0.2524 1.0000 16.500 1.8992 0.08393 0.07882 -0.1392 0.2327 1.0000 17.000 1.8868 0.09178 0.08672 -0.1385 0.2141 1.0000 17.500 1.8761 0.09953 0.09453 -0.1382 0.1971 1.0000 18.000 1.8666 0.10721 0.10227 -0.1384 0.1813 1.0000 18.500 1.8579 0.11489 0.11000 -0.1390 0.1665 1.0000 19.000 1.8495 0.12254 0.11770 -0.1399 0.1527 1.0000 19.500 1.8416 0.13014 0.12534 -0.1413 0.1398 1.0000 20.000 1.8367 0.13736 0.13270 -0.1430 0.1282 1.0000 20.500 1.8320 0.14450 0.13996 -0.1449 0.1174 1.0000 21.000 1.8268 0.15164 0.14717 -0.1472 0.1075 1.0000 21.500 1.8216 0.15875 0.15429 -0.1498 0.0980 1.0000 22.000 1.8177 0.16578 0.16152 -0.1527 0.0897 1.0000 22.500 1.8130 0.17278 0.16860 -0.1559 0.0819 1.0000 23.000 1.8077 0.17983 0.17569 -0.1594 0.0746 1.0000 23.500 1.8038 0.18677 0.18284 -0.1631 0.0683 1.0000 24.000 1.7996 0.19354 0.18963 -0.1669 0.0622 1.0000 24.500 1.7932 0.20097 0.19722 -0.1715 0.0568 1.0000 25.000 1.7885 0.20790 0.20426 -0.1759 0.0519 1.0000 25.500 1.7828 0.21504 0.21149 -0.1808 0.0474 1.0000 26.000 1.7779 0.22204 0.21867 -0.1857 0.0433 1.0000 26.500 1.7738 0.22866 0.22529 -0.1907 0.0394 1.0000 27.000 1.7658 0.23640 0.23328 -0.1965 0.0361 1.0000 27.500 1.7638 0.24240 0.23924 -0.2014 0.0327 1.0000 28.000 1.7524 0.25098 0.24811 -0.2082 0.0299 1.0000 28.500 1.7495 0.25715 0.25428 -0.2136 0.0270 1.0000 29.000 1.7372 0.26593 0.26331 -0.2208 0.0246 1.0000 29.500 1.7330 0.27240 0.26980 -0.2267 0.0222 1.0000 30.000 1.7203 0.28136 0.27899 -0.2344 0.0201 1.0000 30.500 1.7143 0.28803 0.28572 -0.2408 0.0180 1.0000 31.000 1.7026 0.29624 0.29409 -0.2486 0.0161 1.0000 31.500 1.6944 0.30324 0.30119 -0.2557 0.0145 1.0000 32.000 1.6812 0.31192 0.31004 -0.2640 0.0131 1.0000 32.500 1.6743 0.31861 0.31682 -0.2710 0.0117 1.0000