XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: I.S.A. 962 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.7538 0.01140 0.00337 -0.0916 0.4960 0.0444 2.000 0.8022 0.01194 0.00333 -0.0902 0.4128 0.0446 2.500 0.8517 0.01241 0.00350 -0.0892 0.3634 0.1038 3.000 0.9042 0.01140 0.00410 -0.0894 0.3148 1.0000 4.000 1.0098 0.01211 0.00487 -0.0889 0.2917 1.0000 4.500 1.0591 0.01277 0.00542 -0.0881 0.2605 1.0000 5.000 1.1022 0.01398 0.00629 -0.0864 0.1982 1.0000 5.500 1.1498 0.01475 0.00699 -0.0855 0.1894 1.0000 6.000 1.1936 0.01580 0.00775 -0.0841 0.1777 1.0000 6.500 1.2330 0.01720 0.00887 -0.0820 0.1533 1.0000 7.000 1.2801 0.01769 0.00930 -0.0813 0.1457 1.0000 7.500 1.3267 0.01828 0.00996 -0.0804 0.1397 1.0000 8.000 1.3693 0.01912 0.01079 -0.0790 0.1284 1.0000 8.500 1.4046 0.02033 0.01185 -0.0765 0.1134 1.0000 9.000 1.3949 0.02443 0.01489 -0.0682 0.0219 1.0000 9.500 1.4157 0.02648 0.01701 -0.0638 0.0153 1.0000 10.000 1.4382 0.02854 0.01929 -0.0604 0.0142 1.0000 10.500 1.4620 0.03068 0.02171 -0.0575 0.0138 1.0000 11.000 1.4818 0.03320 0.02455 -0.0545 0.0138 1.0000 11.500 1.4894 0.03680 0.02848 -0.0512 0.0140 1.0000 12.000 1.4951 0.04107 0.03307 -0.0487 0.0143 1.0000 12.500 1.4902 0.04684 0.03916 -0.0469 0.0148 1.0000 13.000 1.4831 0.05316 0.04578 -0.0457 0.0154 1.0000 13.500 1.4649 0.06138 0.05434 -0.0459 0.0160 1.0000 14.000 1.4515 0.06894 0.06224 -0.0459 0.0169 1.0000 14.500 1.4290 0.07910 0.07281 -0.0478 0.0181 1.0000 15.000 1.4118 0.08836 0.08256 -0.0481 0.0203 1.0000 15.500 1.3766 0.10134 0.09612 -0.0515 0.0218 1.0000 16.000 1.3285 0.11797 0.11318 -0.0595 0.0221 1.0000 16.500 1.2752 0.13671 0.13223 -0.0705 0.0216 1.0000 17.000 1.2331 0.15233 0.14827 -0.0785 0.0223 1.0000 17.500 1.1723 0.17745 0.17366 -0.0920 0.0215 1.0000 18.000 1.0809 0.21738 0.21377 -0.1081 0.0225 1.0000