XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Griffith 30% Suction 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 0.0001 0.08582 0.08044 0.0000 0.7179 0.7179 1.000 0.0218 0.08543 0.08013 0.0103 0.6959 0.7256 1.500 0.1166 0.08493 0.07966 0.0029 0.6920 0.7283 2.000 0.2144 0.08257 0.07729 -0.0047 0.6888 0.7310 2.500 0.2725 0.08132 0.07606 -0.0068 0.6866 0.7335 3.000 0.3281 0.08045 0.07521 -0.0084 0.6842 0.7363 3.500 0.2725 0.08264 0.07749 0.0066 0.6609 0.7418 4.000 0.3126 0.08019 0.07503 0.0077 0.6562 0.7440 4.500 0.3500 0.07741 0.07224 0.0095 0.6524 0.7467 5.000 0.3338 0.07502 0.06979 0.0209 0.6491 0.7596 5.500 0.4199 0.07263 0.06749 0.0149 0.6466 0.7608 6.000 0.4214 0.07432 0.06931 0.0208 0.6223 0.7628 6.500 0.4954 0.07232 0.06738 0.0170 0.6176 0.7650 7.000 0.5708 0.07001 0.06516 0.0131 0.6141 0.7680 7.500 0.6430 0.06751 0.06274 0.0100 0.6108 0.7722 8.000 0.6400 0.06951 0.06489 0.0173 0.5839 0.7790 9.500 0.6506 0.06406 0.05925 0.0414 0.5225 0.7932 10.000 0.7305 0.06088 0.05553 0.0370 0.4554 0.7942 10.500 0.7540 0.06177 0.05614 0.0396 0.3958 0.7955 11.000 0.7650 0.06355 0.05756 0.0437 0.3418 0.7974 11.500 0.7810 0.06509 0.05895 0.0471 0.3099 0.8001 12.000 0.8002 0.06629 0.06016 0.0504 0.2920 0.8043 12.500 0.6912 0.07082 0.06465 0.0771 0.2911 0.8140 13.000 0.7057 0.07194 0.06560 0.0802 0.2731 0.8142 13.500 0.7271 0.07301 0.06677 0.0820 0.2619 0.8143 14.000 0.7448 0.07431 0.06801 0.0840 0.2471 0.8144 14.500 0.7662 0.07556 0.06928 0.0854 0.2328 0.8145 15.000 0.7807 0.07764 0.07142 0.0870 0.2192 0.8146 15.500 0.8005 0.07914 0.07286 0.0881 0.2051 0.8146 16.000 0.8254 0.08050 0.07442 0.0883 0.1948 0.8146 16.500 0.8402 0.08271 0.07660 0.0892 0.1794 0.8147 17.000 0.8565 0.08495 0.07895 0.0897 0.1652 0.8147 17.500 0.8293 0.07994 0.07392 0.1007 0.1524 0.8169 18.000 0.8347 0.08180 0.07580 0.1033 0.1344 0.8175 18.500 0.8283 0.08524 0.07921 0.1059 0.1165 0.8182 19.000 0.8271 0.08860 0.08253 0.1076 0.1001 0.8189 19.500 0.8245 0.09250 0.08652 0.1087 0.0866 0.8197 20.000 0.8149 0.09743 0.09146 0.1094 0.0707 0.8203 20.500 0.7939 0.10414 0.09815 0.1093 0.0529 0.8208 21.000 0.7693 0.11186 0.10588 0.1082 0.0410 0.8212 21.500 0.7541 0.11885 0.11307 0.1064 0.0360 0.8215 22.000 0.7449 0.12539 0.11979 0.1039 0.0334 0.8218 22.500 0.7362 0.13206 0.12659 0.1008 0.0312 0.8220 23.000 0.7280 0.13884 0.13350 0.0973 0.0292 0.8221 23.500 0.7208 0.14574 0.14053 0.0934 0.0270 0.8222 24.000 0.7216 0.15118 0.14611 0.0901 0.0243 0.8223 24.500 0.7244 0.15714 0.15224 0.0855 0.0238 0.8223 25.000 0.7275 0.16321 0.15847 0.0807 0.0229 0.8223 25.500 0.7243 0.17044 0.16590 0.0751 0.0219 0.8222 26.000 0.7217 0.17772 0.17338 0.0693 0.0208 0.8221 26.500 0.7108 0.18678 0.18268 0.0625 0.0201 0.8219 27.000 0.6881 0.19843 0.19464 0.0543 0.0196 0.8216 28.000 0.4956 0.28034 0.27720 0.0264 0.0375 0.8200 28.500 0.5065 0.28649 0.28339 0.0179 0.0347 0.8199 29.000 0.5222 0.29328 0.29021 0.0110 0.0320 0.8198 29.500 0.5396 0.29947 0.29642 0.0044 0.0304 0.8197 30.000 0.5577 0.30536 0.30234 -0.0020 0.0290 0.8196 30.500 0.5763 0.31104 0.30804 -0.0084 0.0280 0.8195 31.000 0.5954 0.31656 0.31359 -0.0147 0.0272 0.8195 31.500 0.6148 0.32197 0.31902 -0.0210 0.0265 0.8194 32.000 0.6343 0.32735 0.32444 -0.0268 0.0260 0.8194 32.500 0.6529 0.33292 0.33006 -0.0318 0.0255 0.8197 33.000 0.6606 0.34745 0.34461 -0.0376 0.0243 0.8198