XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 114 13.02% 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 0.8586 0.01065 0.00519 -0.1922 0.7222 0.6930 0.500 0.9104 0.01069 0.00533 -0.1910 0.7080 0.7822 1.000 0.9453 0.01045 0.00532 -0.1859 0.6951 0.9061 1.500 1.0028 0.01043 0.00512 -0.1861 0.6802 1.0000 2.000 1.0604 0.01072 0.00523 -0.1865 0.6635 1.0000 2.500 1.1124 0.01090 0.00537 -0.1859 0.6485 1.0000 3.000 1.1674 0.01116 0.00543 -0.1857 0.6299 1.0000 3.500 1.2183 0.01148 0.00571 -0.1848 0.6122 1.0000 4.000 1.2684 0.01179 0.00595 -0.1838 0.5932 1.0000 4.500 1.3188 0.01227 0.00630 -0.1829 0.5721 1.0000 5.000 1.3640 0.01264 0.00667 -0.1809 0.5520 1.0000 5.500 1.4102 0.01328 0.00714 -0.1793 0.5275 1.0000 6.000 1.4511 0.01373 0.00767 -0.1766 0.5086 1.0000 6.500 1.4902 0.01454 0.00830 -0.1737 0.4819 1.0000 7.000 1.5247 0.01510 0.00900 -0.1699 0.4645 1.0000 7.500 1.5554 0.01609 0.00984 -0.1657 0.4395 1.0000 8.000 1.5893 0.01690 0.01076 -0.1622 0.4217 1.0000 8.500 1.6139 0.01814 0.01190 -0.1573 0.3976 1.0000 9.000 1.6448 0.01927 0.01320 -0.1537 0.3793 1.0000 9.500 1.6648 0.02084 0.01472 -0.1487 0.3563 1.0000 10.000 1.6891 0.02246 0.01643 -0.1446 0.3372 1.0000 10.500 1.7073 0.02445 0.01842 -0.1401 0.3156 1.0000 11.000 1.7242 0.02673 0.02075 -0.1357 0.2948 1.0000 11.500 1.7375 0.02931 0.02338 -0.1314 0.2748 1.0000 12.000 1.7477 0.03236 0.02648 -0.1271 0.2532 1.0000 12.500 1.7546 0.03596 0.03009 -0.1232 0.2322 1.0000 13.000 1.7616 0.03989 0.03412 -0.1197 0.2129 1.0000 13.500 1.7598 0.04483 0.03902 -0.1162 0.1908 1.0000 14.000 1.7653 0.04936 0.04383 -0.1137 0.1735 1.0000 14.500 1.7554 0.05563 0.05010 -0.1111 0.1552 1.0000 15.000 1.7594 0.06068 0.05533 -0.1094 0.1404 1.0000 15.500 1.7440 0.06851 0.06317 -0.1081 0.1240 1.0000 16.000 1.7429 0.07492 0.06978 -0.1076 0.1108 1.0000 16.500 1.7282 0.08336 0.07826 -0.1077 0.0979 1.0000 17.000 1.7175 0.09140 0.08650 -0.1084 0.0875 1.0000 17.500 1.7105 0.09893 0.09417 -0.1095 0.0778 1.0000 18.000 1.6848 0.10913 0.10441 -0.1119 0.0662 1.0000 18.500 1.6807 0.11646 0.11203 -0.1143 0.0605 1.0000 19.000 1.6648 0.12488 0.12052 -0.1177 0.0527 1.0000 19.500 1.6446 0.13439 0.13016 -0.1218 0.0451 1.0000 20.000 1.6409 0.14199 0.13803 -0.1254 0.0407 1.0000 20.500 1.6238 0.15246 0.14865 -0.1306 0.0360 1.0000 21.500 1.5913 0.17449 0.17102 -0.1415 0.0269 1.0000 22.000 1.5786 0.18587 0.18270 -0.1473 0.0238 1.0000 22.500 1.5601 0.19921 0.19619 -0.1541 0.0208 1.0000 23.000 1.5350 0.21474 0.21188 -0.1614 0.0179 1.0000 23.500 1.5061 0.23211 0.22960 -0.1688 0.0157 1.0000 24.000 1.4857 0.24846 0.24618 -0.1761 0.0149 1.0000 24.500 1.4418 0.27291 0.27099 -0.1854 0.0143 1.0000