XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: I.S.A. 960 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 0.5607 0.01149 0.00355 -0.0909 0.1902 1.0000 0.500 0.6149 0.01175 0.00364 -0.0905 0.1815 1.0000 1.000 0.6666 0.01230 0.00384 -0.0899 0.1400 1.0000 1.500 0.7194 0.01271 0.00413 -0.0894 0.1381 1.0000 2.000 0.7721 0.01310 0.00445 -0.0890 0.1372 1.0000 2.500 0.8246 0.01351 0.00482 -0.0885 0.1368 1.0000 3.000 0.8767 0.01393 0.00523 -0.0880 0.1368 1.0000 3.500 0.9284 0.01437 0.00569 -0.0875 0.1370 1.0000 4.000 0.9794 0.01485 0.00621 -0.0868 0.1371 1.0000 4.500 1.0294 0.01539 0.00680 -0.0861 0.1370 1.0000 5.000 1.0768 0.01613 0.00759 -0.0850 0.1358 1.0000 5.500 1.1239 0.01684 0.00838 -0.0838 0.1355 1.0000 6.000 1.1680 0.01773 0.00933 -0.0823 0.1346 1.0000 6.500 1.2057 0.01912 0.01076 -0.0798 0.1298 1.0000 7.000 1.2398 0.02107 0.01262 -0.0770 0.1250 1.0000 7.500 1.2783 0.02281 0.01441 -0.0751 0.1179 1.0000 8.000 1.3194 0.02494 0.01654 -0.0738 0.1091 1.0000 8.500 1.3427 0.02618 0.01812 -0.0693 0.0977 1.0000 9.000 1.3758 0.02543 0.01753 -0.0662 0.0301 1.0000 9.500 1.3927 0.02811 0.02023 -0.0618 0.0205 1.0000 10.000 1.4103 0.03080 0.02321 -0.0581 0.0183 1.0000 10.500 1.4165 0.03457 0.02728 -0.0544 0.0165 1.0000 11.000 1.4079 0.04010 0.03308 -0.0509 0.0156 1.0000 11.500 1.3942 0.04680 0.04004 -0.0485 0.0151 1.0000 12.000 1.3893 0.05300 0.04650 -0.0473 0.0147 1.0000 12.500 1.3825 0.05970 0.05344 -0.0466 0.0143 1.0000 13.000 1.3758 0.06675 0.06072 -0.0464 0.0137 1.0000 13.500 1.3696 0.07402 0.06823 -0.0467 0.0132 1.0000 14.000 1.3648 0.08127 0.07568 -0.0471 0.0129 1.0000 14.500 1.3608 0.08855 0.08319 -0.0476 0.0126 1.0000 15.000 1.3556 0.09632 0.09121 -0.0486 0.0125 1.0000 15.500 1.3457 0.10528 0.10050 -0.0509 0.0125 1.0000 16.000 1.3298 0.11593 0.11151 -0.0549 0.0126 1.0000 16.500 1.3087 0.12835 0.12433 -0.0610 0.0128 1.0000 17.000 1.2826 0.14290 0.13928 -0.0696 0.0131 1.0000 17.500 1.2538 0.15940 0.15614 -0.0803 0.0135 1.0000 18.000 1.2216 0.17840 0.17547 -0.0932 0.0140 1.0000 18.500 1.1851 0.20060 0.19790 -0.1079 0.0149 1.0000