XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 113 14.62% 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 0.8726 0.01152 0.00576 -0.1921 0.6901 0.5933 0.500 0.9275 0.01142 0.00569 -0.1915 0.6762 0.6696 1.000 0.9816 0.01154 0.00591 -0.1908 0.6614 0.7511 1.500 1.0214 0.01140 0.00607 -0.1870 0.6501 0.8489 2.000 1.0672 0.01123 0.00586 -0.1845 0.6343 1.0000 2.500 1.1264 0.01163 0.00599 -0.1854 0.6163 1.0000 3.000 1.1755 0.01187 0.00622 -0.1842 0.6045 1.0000 3.500 1.2261 0.01214 0.00632 -0.1833 0.5866 1.0000 4.000 1.2774 0.01261 0.00663 -0.1826 0.5675 1.0000 4.500 1.3229 0.01297 0.00699 -0.1808 0.5529 1.0000 5.000 1.3680 0.01347 0.00738 -0.1789 0.5330 1.0000 5.500 1.4108 0.01400 0.00789 -0.1768 0.5155 1.0000 6.000 1.4486 0.01454 0.00837 -0.1736 0.4981 1.0000 6.500 1.4877 0.01537 0.00901 -0.1709 0.4760 1.0000 7.000 1.5195 0.01600 0.00972 -0.1669 0.4616 1.0000 7.500 1.5501 0.01694 0.01054 -0.1630 0.4425 1.0000 8.000 1.5826 0.01795 0.01155 -0.1596 0.4249 1.0000 8.500 1.6106 0.01902 0.01264 -0.1556 0.4085 1.0000 9.000 1.6358 0.02053 0.01399 -0.1515 0.3877 1.0000 9.500 1.6620 0.02186 0.01570 -0.1478 0.3748 1.0000 10.000 1.6833 0.02354 0.01737 -0.1436 0.3579 1.0000 10.500 1.7035 0.02557 0.01935 -0.1396 0.3390 1.0000 11.000 1.7245 0.02752 0.02149 -0.1361 0.3272 1.0000 11.500 1.7363 0.03023 0.02415 -0.1319 0.3093 1.0000 12.000 1.7522 0.03295 0.02695 -0.1284 0.2938 1.0000 12.500 1.7683 0.03570 0.02984 -0.1253 0.2804 1.0000 13.000 1.7674 0.03988 0.03393 -0.1212 0.2606 1.0000 13.500 1.7831 0.04287 0.03713 -0.1188 0.2490 1.0000 14.000 1.7872 0.04713 0.04156 -0.1160 0.2347 1.0000 14.500 1.7872 0.05206 0.04646 -0.1133 0.2161 1.0000 15.000 1.7919 0.05702 0.05165 -0.1117 0.2047 1.0000 15.500 1.7866 0.06320 0.05780 -0.1100 0.1890 1.0000 16.000 1.7872 0.06893 0.06369 -0.1089 0.1769 1.0000 16.500 1.7882 0.07470 0.06961 -0.1083 0.1653 1.0000 17.000 1.7715 0.08261 0.07748 -0.1081 0.1499 1.0000 17.500 1.7727 0.08838 0.08351 -0.1083 0.1413 1.0000 18.000 1.7627 0.09554 0.09078 -0.1093 0.1307 1.0000 18.500 1.7483 0.10237 0.09756 -0.1103 0.1165 1.0000 19.000 1.7448 0.10856 0.10405 -0.1122 0.1118 1.0000 19.500 1.7379 0.11540 0.11106 -0.1144 0.1039 1.0000 20.000 1.7184 0.12433 0.11995 -0.1177 0.0932 1.0000 20.500 1.7170 0.13082 0.12675 -0.1199 0.0870 1.0000 21.000 1.7043 0.13989 0.13608 -0.1238 0.0820 1.0000 21.500 1.6915 0.14929 0.14552 -0.1281 0.0743 1.0000 22.000 1.6745 0.15948 0.15574 -0.1324 0.0651 1.0000 22.500 1.6670 0.16890 0.16542 -0.1369 0.0624 1.0000 23.000 1.6483 0.18100 0.17779 -0.1424 0.0590 1.0000 23.500 1.6366 0.19184 0.18877 -0.1473 0.0545 1.0000 24.000 1.6125 0.20607 0.20310 -0.1536 0.0504 1.0000 24.500 1.5964 0.21827 0.21545 -0.1583 0.0447 1.0000 25.000 1.5616 0.23637 0.23388 -0.1657 0.0435 1.0000 25.500 1.5130 0.25817 0.25603 -0.1736 0.0414 1.0000