XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: SIKORSKY GS-1 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 0.4709 0.01076 0.00367 -0.1059 0.6490 0.4095 0.500 0.5240 0.01074 0.00373 -0.1051 0.6318 0.4530 1.000 0.5766 0.01069 0.00382 -0.1041 0.6151 0.5119 1.500 0.6263 0.01046 0.00397 -0.1026 0.5989 0.6269 2.000 0.7046 0.00990 0.00415 -0.1063 0.5814 1.0000 2.500 0.7550 0.01020 0.00429 -0.1049 0.5655 1.0000 3.000 0.8053 0.01048 0.00448 -0.1036 0.5490 1.0000 3.500 0.8563 0.01081 0.00468 -0.1023 0.5338 1.0000 4.000 0.9065 0.01113 0.00496 -0.1010 0.5176 1.0000 4.500 0.9568 0.01149 0.00526 -0.0997 0.5022 1.0000 5.000 1.0071 0.01189 0.00560 -0.0985 0.4873 1.0000 5.500 1.0561 0.01229 0.00600 -0.0970 0.4713 1.0000 6.000 1.1014 0.01265 0.00634 -0.0948 0.4494 1.0000 6.500 1.1420 0.01306 0.00663 -0.0917 0.4204 1.0000 7.000 1.1823 0.01354 0.00707 -0.0888 0.3921 1.0000 7.500 1.2226 0.01411 0.00764 -0.0859 0.3683 1.0000 8.000 1.2575 0.01481 0.00826 -0.0822 0.3395 1.0000 8.500 1.2841 0.01566 0.00901 -0.0771 0.3041 1.0000 9.000 1.3087 0.01676 0.01000 -0.0721 0.2690 1.0000 9.500 1.3202 0.01858 0.01157 -0.0657 0.2130 1.0000 10.000 1.3143 0.02168 0.01420 -0.0582 0.1332 1.0000 10.500 1.3070 0.02541 0.01763 -0.0519 0.0863 1.0000 11.000 1.3139 0.02862 0.02082 -0.0479 0.0705 1.0000 11.500 1.3230 0.03198 0.02424 -0.0448 0.0616 1.0000 12.000 1.3319 0.03566 0.02803 -0.0423 0.0552 1.0000 12.500 1.3409 0.03959 0.03207 -0.0404 0.0510 1.0000 13.000 1.3420 0.04461 0.03719 -0.0390 0.0478 1.0000 13.500 1.3527 0.04894 0.04170 -0.0381 0.0451 1.0000 14.000 1.3593 0.05393 0.04682 -0.0377 0.0421 1.0000 14.500 1.3584 0.06002 0.05303 -0.0378 0.0397 1.0000 15.000 1.3597 0.06611 0.05930 -0.0381 0.0385 1.0000 15.500 1.3674 0.07160 0.06498 -0.0387 0.0367 1.0000 16.000 1.3727 0.07756 0.07110 -0.0397 0.0344 1.0000 16.500 1.3740 0.08424 0.07792 -0.0411 0.0326 1.0000 17.000 1.3700 0.09188 0.08567 -0.0431 0.0305 1.0000 17.500 1.3757 0.09820 0.09220 -0.0448 0.0296 1.0000 18.000 1.3813 0.10461 0.09882 -0.0468 0.0275 1.0000 18.500 1.3842 0.11153 0.10590 -0.0493 0.0254 1.0000 19.000 1.3818 0.11944 0.11391 -0.0525 0.0230 1.0000 19.500 1.3882 0.12581 0.12049 -0.0551 0.0202 1.0000 20.000 1.3889 0.13322 0.12803 -0.0585 0.0163 1.0000 20.500 1.3750 0.14321 0.13799 -0.0638 0.0081 1.0000 21.000 1.3678 0.15215 0.14708 -0.0688 0.0074 1.0000 21.500 1.3619 0.16098 0.15611 -0.0741 0.0070 1.0000 22.000 1.3527 0.17059 0.16594 -0.0803 0.0067 1.0000 22.500 1.3409 0.18093 0.17650 -0.0872 0.0065 1.0000 23.000 1.3256 0.19231 0.18813 -0.0952 0.0064 1.0000 23.500 1.3034 0.20576 0.20186 -0.1049 0.0064 1.0000 24.000 1.2695 0.22304 0.21949 -0.1172 0.0067 1.0000 24.500 1.2463 0.23857 0.23527 -0.1281 0.0072 1.0000 25.000 1.2318 0.25221 0.24902 -0.1377 0.0070 1.0000 25.500 1.2332 0.26099 0.25787 -0.1443 0.0068 1.0000 26.000 1.2365 0.26916 0.26611 -0.1505 0.0067 1.0000 26.500 1.2379 0.27827 0.27532 -0.1572 0.0068 1.0000 27.000 1.2096 0.30552 0.30254 -0.1708 0.0082 1.0000 28.500 0.9000 0.36485 0.36287 -0.1583 0.0167 1.0000 29.000 0.9015 0.37405 0.37209 -0.1618 0.0166 1.0000 29.500 0.9025 0.38326 0.38132 -0.1655 0.0165 1.0000 30.000 0.9028 0.39326 0.39136 -0.1696 0.0161 1.0000 30.500 0.9058 0.40218 0.40030 -0.1728 0.0153 1.0000 31.000 0.9089 0.41065 0.40880 -0.1758 0.0146 1.0000 31.500 0.9119 0.41847 0.41665 -0.1786 0.0138 1.0000 32.000 0.9146 0.42647 0.42468 -0.1815 0.0132 1.0000 32.500 0.9174 0.43395 0.43220 -0.1843 0.0127 1.0000 33.000 0.9199 0.44109 0.43936 -0.1869 0.0123 1.0000 33.500 0.9227 0.44788 0.44619 -0.1893 0.0121 1.0000 34.500 0.9266 0.46478 0.46314 -0.1942 0.0118 1.0000 35.000 0.9262 0.47303 0.47142 -0.1973 0.0118 1.0000 35.500 0.9255 0.48116 0.47958 -0.2003 0.0117 1.0000 36.000 0.9254 0.48875 0.48720 -0.2032 0.0117 1.0000