XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 2408 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 0.2165 0.01308 0.00159 -0.0476 0.0381 0.0471 0.500 0.2697 0.01312 0.00168 -0.0478 0.0382 0.0466 1.000 0.3224 0.01322 0.00183 -0.0479 0.0390 0.0477 1.500 0.3751 0.01337 0.00206 -0.0481 0.0402 0.0496 2.000 0.4271 0.01312 0.00241 -0.0483 0.0412 0.2048 2.500 0.4825 0.01131 0.00292 -0.0491 0.0420 0.9874 3.000 0.5353 0.01170 0.00335 -0.0492 0.0428 1.0000 3.500 0.5857 0.01223 0.00394 -0.0488 0.0436 1.0000 4.000 0.6351 0.01296 0.00475 -0.0482 0.0444 1.0000 4.500 0.6830 0.01393 0.00582 -0.0473 0.0453 1.0000 5.000 0.7292 0.01527 0.00729 -0.0461 0.0462 1.0000 5.500 0.7750 0.01695 0.00909 -0.0448 0.0466 1.0000 6.000 0.8237 0.01766 0.00977 -0.0446 0.0420 1.0000 6.500 0.8703 0.01913 0.01132 -0.0437 0.0395 1.0000 7.000 0.9166 0.02041 0.01262 -0.0430 0.0345 1.0000 7.500 0.9555 0.02369 0.01600 -0.0415 0.0223 1.0000 8.000 0.9962 0.02820 0.02100 -0.0383 0.0181 1.0000 8.500 0.9985 0.04262 0.03684 -0.0308 0.0214 1.0000 9.000 1.0108 0.05230 0.04735 -0.0251 0.0297 1.0000 9.500 0.9917 0.06168 0.05730 -0.0207 0.0299 1.0000 10.000 0.9537 0.06975 0.06571 -0.0178 0.0299 1.0000 10.500 0.9127 0.08086 0.07710 -0.0229 0.0298 1.0000 11.000 0.8778 0.09866 0.09510 -0.0365 0.0295 1.0000 11.500 0.8555 0.11583 0.11228 -0.0465 0.0292 1.0000 12.000 0.8416 0.12945 0.12589 -0.0528 0.0290 1.0000 12.500 0.8344 0.14151 0.13793 -0.0579 0.0287 1.0000 13.000 0.8319 0.15251 0.14891 -0.0623 0.0283 1.0000 13.500 0.8329 0.16278 0.15917 -0.0662 0.0279 1.0000 14.000 0.8366 0.17259 0.16897 -0.0699 0.0274 1.0000 14.500 0.8436 0.18055 0.17691 -0.0720 0.0259 1.0000