XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 83 13.29% 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 0.4618 0.01221 0.00391 -0.0653 0.4083 0.1862 0.500 0.5191 0.01182 0.00406 -0.0656 0.3960 0.3583 1.000 0.5731 0.01141 0.00436 -0.0651 0.3816 0.6302 1.500 0.6269 0.01116 0.00476 -0.0637 0.3690 1.0000 2.000 0.6849 0.01142 0.00493 -0.0637 0.3631 1.0000 2.500 0.7424 0.01176 0.00521 -0.0637 0.3550 1.0000 3.000 0.7992 0.01217 0.00546 -0.0637 0.3463 1.0000 3.500 0.8550 0.01277 0.00586 -0.0636 0.3354 1.0000 4.000 0.9099 0.01379 0.00681 -0.0636 0.3247 1.0000 4.500 0.9660 0.01418 0.00721 -0.0635 0.3217 1.0000 5.000 1.0215 0.01468 0.00772 -0.0635 0.3174 1.0000 5.500 1.0763 0.01523 0.00828 -0.0634 0.3122 1.0000 6.000 1.1305 0.01581 0.00892 -0.0633 0.3067 1.0000 6.500 1.1842 0.01639 0.00948 -0.0631 0.3009 1.0000 7.000 1.2364 0.01713 0.01014 -0.0629 0.2930 1.0000 7.500 1.2840 0.01928 0.01238 -0.0625 0.2825 1.0000 8.000 1.3359 0.01986 0.01305 -0.0623 0.2807 1.0000 8.500 1.3862 0.02058 0.01388 -0.0619 0.2778 1.0000 9.000 1.4348 0.02147 0.01489 -0.0615 0.2740 1.0000 9.500 1.4819 0.02245 0.01625 -0.0609 0.2694 1.0000 10.000 1.5290 0.02316 0.01705 -0.0602 0.2638 1.0000 10.500 1.5747 0.02385 0.01781 -0.0594 0.2583 1.0000 11.000 1.6166 0.02501 0.01902 -0.0584 0.2525 1.0000 11.500 1.6408 0.02897 0.02323 -0.0566 0.2426 1.0000 12.000 1.6788 0.02945 0.02387 -0.0552 0.2404 1.0000 12.500 1.7005 0.03089 0.02553 -0.0525 0.2372 1.0000 13.000 1.7105 0.03325 0.02821 -0.0498 0.2331 1.0000 13.500 1.7248 0.03548 0.03060 -0.0483 0.2273 1.0000 14.000 1.7376 0.03831 0.03357 -0.0474 0.2217 1.0000 14.500 1.7465 0.04171 0.03708 -0.0469 0.2163 1.0000 15.000 1.7284 0.04878 0.04431 -0.0465 0.2064 1.0000 15.500 1.6724 0.06036 0.05626 -0.0497 0.2033 1.0000 16.000 1.3401 0.11869 0.11497 -0.0768 0.1796 1.0000 16.500 1.3898 0.11665 0.11310 -0.0752 0.1775 1.0000 17.000 1.2385 0.15194 0.14837 -0.0946 0.1508 1.0000 17.500 1.2760 0.15143 0.14795 -0.0940 0.1480 1.0000 18.000 1.3130 0.15099 0.14769 -0.0936 0.1457 1.0000 18.500 1.2236 0.18115 0.17782 -0.1093 0.1259 1.0000 19.000 1.2456 0.18418 0.18102 -0.1107 0.1208 1.0000 19.500 1.2848 0.18263 0.17958 -0.1100 0.1184 1.0000 20.000 1.3195 0.18248 0.17952 -0.1101 0.1157 1.0000 20.500 1.2285 0.21865 0.21575 -0.1263 0.0974 1.0000 21.000 1.2586 0.21878 0.21598 -0.1266 0.0937 1.0000 21.500 1.2957 0.21695 0.21426 -0.1263 0.0916 1.0000 22.000 1.2309 0.24813 0.24548 -0.1380 0.0787 1.0000 22.500 1.2259 0.25981 0.25725 -0.1423 0.0715 1.0000 23.000 1.2586 0.25816 0.25572 -0.1425 0.0690 1.0000 24.000 1.1797 0.29910 0.29681 -0.1538 0.0515 1.0000 24.500 1.2356 0.29080 0.28861 -0.1537 0.0500 1.0000 25.000 1.2880 0.28329 0.28126 -0.1532 0.0485 1.0000 26.500 1.0494 0.30302 0.30137 -0.1536 0.0224 1.0000 28.000 0.8884 0.33803 0.33628 -0.1577 0.0244 1.0000 28.500 0.8865 0.34178 0.34007 -0.1596 0.0209 1.0000 29.000 0.8859 0.34428 0.34260 -0.1610 0.0190 1.0000 29.500 0.8801 0.34593 0.34428 -0.1611 0.0164 1.0000