XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ONERA OA213 AIRFOIL 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 0.1467 0.00910 0.00449 0.0059 0.6759 0.9582 0.500 0.2533 0.00939 0.00450 -0.0030 0.6528 0.9873 1.000 0.3528 0.00945 0.00428 -0.0117 0.6251 1.0000 1.500 0.4085 0.00936 0.00401 -0.0122 0.5954 1.0000 2.000 0.4637 0.00938 0.00379 -0.0126 0.5609 1.0000 2.500 0.5184 0.00952 0.00371 -0.0130 0.5189 1.0000 3.000 0.5729 0.00985 0.00375 -0.0136 0.4619 1.0000 3.500 0.6263 0.01046 0.00397 -0.0143 0.3942 1.0000 4.000 0.6771 0.01126 0.00439 -0.0146 0.3394 1.0000 4.500 0.7261 0.01197 0.00488 -0.0144 0.3033 1.0000 5.000 0.7758 0.01274 0.00544 -0.0142 0.2782 1.0000 5.500 0.8276 0.01347 0.00606 -0.0144 0.2587 1.0000 6.000 0.8802 0.01418 0.00671 -0.0148 0.2425 1.0000 6.500 0.9320 0.01503 0.00751 -0.0151 0.2295 1.0000 7.000 0.9833 0.01589 0.00831 -0.0153 0.2181 1.0000 7.500 1.0340 0.01678 0.00925 -0.0154 0.2089 1.0000 8.000 1.0837 0.01767 0.01015 -0.0155 0.2001 1.0000 8.500 1.1316 0.01882 0.01132 -0.0153 0.1928 1.0000 9.000 1.1798 0.01975 0.01238 -0.0151 0.1867 1.0000 9.500 1.2251 0.02090 0.01353 -0.0148 0.1797 1.0000 10.000 1.2690 0.02205 0.01482 -0.0144 0.1730 1.0000 10.500 1.3094 0.02312 0.01604 -0.0139 0.1666 1.0000 11.000 1.3460 0.02471 0.01759 -0.0126 0.1598 1.0000 11.500 1.3776 0.02596 0.01912 -0.0113 0.1553 1.0000 12.000 1.4088 0.02745 0.02079 -0.0102 0.1497 1.0000 12.500 1.4370 0.02940 0.02277 -0.0089 0.1434 1.0000 13.000 1.4626 0.03131 0.02501 -0.0082 0.1367 1.0000 13.500 1.4825 0.03394 0.02771 -0.0076 0.1284 1.0000 14.000 1.5020 0.03692 0.03089 -0.0076 0.1149 1.0000 15.000 1.4676 0.05162 0.04538 -0.0083 0.0413 1.0000 15.500 1.4389 0.06157 0.05556 -0.0104 0.0361 1.0000 16.000 1.4104 0.07245 0.06676 -0.0138 0.0341 1.0000 16.500 1.3732 0.08545 0.08010 -0.0186 0.0331 1.0000 17.000 1.3276 0.10056 0.09555 -0.0248 0.0327 1.0000 17.500 1.2791 0.11679 0.11209 -0.0319 0.0327 1.0000 18.000 1.2347 0.13288 0.12843 -0.0395 0.0325 1.0000 18.500 1.2032 0.14703 0.14273 -0.0467 0.0318 1.0000 19.000 1.1961 0.15640 0.15216 -0.0518 0.0302 1.0000 19.500 1.2022 0.16289 0.15864 -0.0555 0.0283 1.0000 20.500 1.2344 0.17109 0.16684 -0.0601 0.0247 1.0000 21.500 1.2652 0.17952 0.17539 -0.0653 0.0215 1.0000 22.000 1.2800 0.18357 0.17949 -0.0679 0.0200 1.0000 22.500 1.2829 0.19126 0.18739 -0.0734 0.0188 1.0000 23.000 1.2991 0.19470 0.19083 -0.0759 0.0173 1.0000 23.500 1.2859 0.20726 0.20376 -0.0854 0.0166 1.0000 24.000 1.2830 0.21697 0.21366 -0.0931 0.0155 1.0000 24.500 1.2863 0.22441 0.22120 -0.0992 0.0144 1.0000 25.000 1.2550 0.24412 0.24133 -0.1140 0.0142 1.0000 26.500 0.7379 0.28888 0.28655 -0.0843 0.0229 1.0000 27.000 0.7445 0.29429 0.29199 -0.0866 0.0207 1.0000 28.000 0.7481 0.31074 0.30847 -0.0925 0.0169 1.0000 28.500 0.7519 0.31770 0.31546 -0.0951 0.0151 1.0000 29.000 0.7567 0.32402 0.32180 -0.0975 0.0145 1.0000 29.500 0.7575 0.33341 0.33121 -0.1006 0.0130 1.0000 30.000 0.7620 0.33927 0.33710 -0.1031 0.0122 1.0000 30.500 0.7647 0.34677 0.34462 -0.1057 0.0119 1.0000 31.000 0.7664 0.35566 0.35352 -0.1086 0.0109 1.0000 31.500 0.7695 0.36237 0.36027 -0.1112 0.0101 1.0000 32.000 0.7739 0.36744 0.36538 -0.1135 0.0097 1.0000 32.500 0.7742 0.37751 0.37546 -0.1166 0.0087 1.0000 33.000 0.7766 0.38424 0.38221 -0.1192 0.0079 1.0000 34.000 0.7803 0.39897 0.39699 -0.1244 0.0072 1.0000 34.500 0.7819 0.40660 0.40465 -0.1270 0.0065 1.0000 35.000 0.7834 0.41323 0.41131 -0.1297 0.0060 1.0000 35.500 0.7848 0.41897 0.41708 -0.1322 0.0057 1.0000 36.000 0.7856 0.42588 0.42402 -0.1347 0.0056 1.0000 36.500 0.7861 0.43433 0.43249 -0.1374 0.0054 1.0000 37.000 0.7867 0.44151 0.43970 -0.1400 0.0050 1.0000 37.500 0.7870 0.44813 0.44635 -0.1426 0.0046 1.0000 38.000 0.7871 0.45444 0.45270 -0.1452 0.0043 1.0000 38.500 0.7868 0.46026 0.45854 -0.1477 0.0041 1.0000 39.500 0.7853 0.47239 0.47074 -0.1527 0.0039 1.0000 40.000 0.7845 0.47984 0.47821 -0.1553 0.0038 1.0000 40.500 0.7836 0.48641 0.48482 -0.1577 0.0034 1.0000 41.000 0.7822 0.49236 0.49080 -0.1602 0.0031 1.0000 41.500 0.7805 0.49786 0.49633 -0.1627 0.0028 1.0000 42.000 0.7783 0.50281 0.50131 -0.1653 0.0027 1.0000 43.000 0.7736 0.51418 0.51273 -0.1701 0.0025 1.0000 43.500 0.7713 0.52030 0.51888 -0.1724 0.0025 1.0000 44.000 0.7687 0.52572 0.52433 -0.1748 0.0023 1.0000 44.500 0.7657 0.53077 0.52941 -0.1771 0.0022 1.0000 45.000 0.7624 0.53548 0.53415 -0.1795 0.0020 1.0000 45.500 0.7588 0.53988 0.53858 -0.1818 0.0019 1.0000 46.000 0.7549 0.54406 0.54280 -0.1842 0.0018 1.0000 46.500 0.7508 0.54792 0.54670 -0.1865 0.0017 1.0000 47.000 0.7464 0.55147 0.55027 -0.1888 0.0016 1.0000 47.500 0.7416 0.55454 0.55338 -0.1912 0.0015 1.0000 49.000 0.7269 0.56511 0.56402 -0.1978 0.0015 1.0000 49.500 0.7219 0.56846 0.56740 -0.1999 0.0014 1.0000 50.000 0.7166 0.57151 0.57048 -0.2020 0.0014 1.0000 50.500 0.7111 0.57421 0.57322 -0.2041 0.0013 1.0000 51.000 0.7053 0.57656 0.57559 -0.2062 0.0012 1.0000 51.500 0.6992 0.57854 0.57760 -0.2082 0.0011 1.0000 52.000 0.6930 0.58029 0.57938 -0.2103 0.0010 1.0000 52.500 0.6865 0.58169 0.58080 -0.2123 0.0009 1.0000 53.000 0.6798 0.58279 0.58194 -0.2143 0.0009 1.0000 53.500 0.6729 0.58360 0.58278 -0.2163 0.0008 1.0000 54.000 0.6658 0.58412 0.58332 -0.2183 0.0008 1.0000 54.500 0.6584 0.58416 0.58339 -0.2203 0.0007 1.0000 55.000 0.6505 0.58374 0.58299 -0.2223 0.0007 1.0000 57.000 0.6205 0.58413 0.58348 -0.2294 0.0007 1.0000 57.500 0.6126 0.58346 0.58283 -0.2311 0.0006 1.0000 58.000 0.6046 0.58252 0.58192 -0.2328 0.0006 1.0000 58.500 0.5964 0.58126 0.58068 -0.2344 0.0006 1.0000 59.000 0.5880 0.57972 0.57916 -0.2360 0.0006 1.0000 59.500 0.5795 0.57791 0.57737 -0.2376 0.0005 1.0000 60.000 0.5709 0.57586 0.57535 -0.2392 0.0005 1.0000