XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MA409 (original) 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 0.6158 0.00832 0.00318 -0.1154 0.7310 1.0000 0.500 0.6698 0.00858 0.00331 -0.1145 0.7090 1.0000 1.000 0.7223 0.00861 0.00336 -0.1134 0.6776 1.0000 1.500 0.7660 0.00883 0.00301 -0.1103 0.5784 1.0000 2.000 0.8164 0.00980 0.00363 -0.1091 0.5455 1.0000 2.500 0.8687 0.01022 0.00404 -0.1082 0.5143 1.0000 3.000 0.9205 0.01045 0.00425 -0.1072 0.4752 1.0000 3.500 0.9696 0.01098 0.00460 -0.1058 0.4360 1.0000 4.000 1.0189 0.01154 0.00504 -0.1045 0.3933 1.0000 4.500 1.0660 0.01228 0.00558 -0.1029 0.3506 1.0000 5.000 1.1120 0.01316 0.00629 -0.1012 0.3087 1.0000 5.500 1.1578 0.01403 0.00696 -0.0995 0.2462 1.0000 6.000 1.1974 0.01545 0.00802 -0.0970 0.1954 1.0000 6.500 1.2382 0.01676 0.00916 -0.0947 0.1598 1.0000 7.000 1.2802 0.01790 0.01021 -0.0926 0.1333 1.0000 7.500 1.3206 0.01907 0.01132 -0.0903 0.1160 1.0000 8.000 1.3594 0.02026 0.01254 -0.0878 0.1032 1.0000 8.500 1.3939 0.02156 0.01387 -0.0847 0.0921 1.0000 9.000 1.4238 0.02306 0.01540 -0.0810 0.0815 1.0000 9.500 1.4544 0.02453 0.01700 -0.0776 0.0673 1.0000 10.000 1.4798 0.02638 0.01886 -0.0738 0.0501 1.0000 10.500 1.4971 0.02885 0.02139 -0.0693 0.0420 1.0000 11.000 1.5085 0.03187 0.02452 -0.0647 0.0375 1.0000 11.500 1.5143 0.03554 0.02830 -0.0606 0.0355 1.0000 12.000 1.5225 0.03937 0.03236 -0.0573 0.0337 1.0000 12.500 1.5246 0.04404 0.03714 -0.0547 0.0320 1.0000 13.000 1.5251 0.04924 0.04259 -0.0525 0.0307 1.0000 13.500 1.5256 0.05457 0.04815 -0.0509 0.0297 1.0000 14.000 1.5239 0.06032 0.05404 -0.0499 0.0287 1.0000 14.500 1.5242 0.06600 0.05980 -0.0486 0.0281 1.0000 15.000 1.5185 0.07314 0.06728 -0.0490 0.0276 1.0000 15.500 1.5114 0.08087 0.07533 -0.0502 0.0273 1.0000 16.000 1.4988 0.08974 0.08455 -0.0525 0.0270 1.0000 16.500 1.4810 0.09973 0.09489 -0.0559 0.0266 1.0000 17.000 1.4593 0.11096 0.10642 -0.0608 0.0258 1.0000 17.500 1.4307 0.12408 0.11993 -0.0673 0.0259 1.0000 18.000 1.3948 0.13968 0.13592 -0.0765 0.0258 1.0000 18.500 1.2923 0.17482 0.17178 -0.0998 0.0272 1.0000