XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: E591 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 0.8900 0.01229 0.00535 -0.1940 0.5690 0.4377 0.500 0.9441 0.01240 0.00552 -0.1934 0.5537 0.4625 1.000 0.9966 0.01274 0.00569 -0.1924 0.5326 0.4893 1.500 1.0507 0.01299 0.00599 -0.1919 0.5154 0.5220 2.000 1.1038 0.01321 0.00622 -0.1912 0.4999 0.5557 2.500 1.1548 0.01373 0.00659 -0.1901 0.4805 0.5936 3.000 1.2076 0.01400 0.00703 -0.1893 0.4681 0.6465 3.500 1.2570 0.01423 0.00738 -0.1879 0.4539 0.7036 4.000 1.3017 0.01466 0.00782 -0.1856 0.4368 0.7769 4.500 1.3348 0.01480 0.00826 -0.1805 0.4236 1.0000 5.000 1.3857 0.01524 0.00868 -0.1798 0.4138 1.0000 5.500 1.4320 0.01582 0.00913 -0.1781 0.3997 1.0000 6.000 1.4778 0.01683 0.00993 -0.1766 0.3794 1.0000 6.500 1.5201 0.01729 0.01047 -0.1742 0.3730 1.0000 7.000 1.5613 0.01793 0.01112 -0.1717 0.3623 1.0000 7.500 1.5971 0.01880 0.01188 -0.1684 0.3490 1.0000 8.000 1.6359 0.01997 0.01297 -0.1658 0.3331 1.0000 8.500 1.6710 0.02074 0.01404 -0.1626 0.3258 1.0000 9.000 1.7046 0.02174 0.01509 -0.1593 0.3156 1.0000 9.500 1.7310 0.02315 0.01643 -0.1552 0.3033 1.0000 10.000 1.7631 0.02478 0.01808 -0.1522 0.2901 1.0000 10.500 1.7890 0.02611 0.01958 -0.1484 0.2836 1.0000 11.000 1.8122 0.02783 0.02140 -0.1446 0.2739 1.0000 11.500 1.8286 0.03017 0.02372 -0.1405 0.2632 1.0000 12.000 1.8502 0.03275 0.02633 -0.1372 0.2497 1.0000 12.500 1.8668 0.03523 0.02916 -0.1338 0.2451 1.0000 13.000 1.8796 0.03814 0.03225 -0.1305 0.2371 1.0000 13.500 1.8863 0.04165 0.03581 -0.1273 0.2276 1.0000 14.000 1.8892 0.04605 0.04022 -0.1242 0.2150 1.0000 14.500 1.8994 0.05014 0.04454 -0.1221 0.2093 1.0000 15.000 1.9051 0.05486 0.04952 -0.1206 0.2040 1.0000 15.500 1.9048 0.06049 0.05534 -0.1194 0.1968 1.0000 16.000 1.8992 0.06689 0.06179 -0.1186 0.1883 1.0000 16.500 1.8984 0.07258 0.06754 -0.1175 0.1757 1.0000 17.000 1.8902 0.07968 0.07494 -0.1181 0.1727 1.0000 17.500 1.8831 0.08660 0.08212 -0.1190 0.1675 1.0000 18.000 1.8695 0.09431 0.09005 -0.1207 0.1613 1.0000 18.500 1.8583 0.10111 0.09698 -0.1226 0.1538 1.0000 19.000 1.8505 0.10721 0.10316 -0.1241 0.1427 1.0000 19.500 1.8291 0.11678 0.11305 -0.1281 0.1398 1.0000 20.000 1.8072 0.12684 0.12339 -0.1326 0.1346 1.0000 20.500 1.7858 0.13745 0.13414 -0.1376 0.1276 1.0000 21.000 1.7914 0.14295 0.13945 -0.1399 0.1152 1.0000 21.500 1.7564 0.15708 0.15389 -0.1468 0.1107 1.0000 22.000 1.7044 0.17593 0.17313 -0.1558 0.1066 1.0000 22.500 1.6927 0.18673 0.18402 -0.1608 0.0993 1.0000 23.000 1.7130 0.18968 0.18667 -0.1621 0.0867 1.0000 23.500 1.6514 0.21327 0.21069 -0.1725 0.0845 1.0000 25.000 1.5729 0.25845 0.25615 -0.1898 0.0636 1.0000