XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RONCZ 1080 VOYAGER INNER AFT WING 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 0.2922 0.01796 0.01226 -0.0478 0.6609 0.8467 0.500 0.3331 0.01834 0.01266 -0.0457 0.6576 0.8556 1.000 0.3693 0.01856 0.01293 -0.0430 0.6536 0.8629 1.500 0.4148 0.01879 0.01318 -0.0417 0.6494 0.8680 2.000 0.4642 0.01886 0.01323 -0.0412 0.6457 0.8735 2.500 0.5177 0.01888 0.01318 -0.0417 0.6426 0.8786 3.000 0.5627 0.01922 0.01355 -0.0405 0.6385 0.8829 3.500 0.5892 0.01974 0.01422 -0.0363 0.6311 0.8880 4.000 0.6443 0.01960 0.01409 -0.0367 0.6263 0.8922 4.500 0.7116 0.01921 0.01366 -0.0392 0.6224 0.8950 5.000 0.7474 0.01961 0.01416 -0.0367 0.6146 0.9002 5.500 0.8002 0.01915 0.01375 -0.0364 0.6071 0.9037 6.000 0.8777 0.01823 0.01280 -0.0402 0.6019 0.9060 6.500 0.9124 0.01822 0.01295 -0.0370 0.5921 0.9115 7.000 0.9773 0.01735 0.01213 -0.0386 0.5841 0.9157 7.500 1.0243 0.01691 0.01179 -0.0373 0.5742 0.9214 8.500 1.0963 0.01570 0.01086 -0.0301 0.5489 0.9374 9.000 1.1169 0.01536 0.01067 -0.0240 0.5318 0.9513 9.500 1.1516 0.01554 0.01099 -0.0219 0.5042 0.9690 10.000 1.1947 0.01658 0.01192 -0.0232 0.4502 0.9981 10.500 1.1737 0.01919 0.01417 -0.0149 0.3999 1.0000 11.000 1.1556 0.02289 0.01761 -0.0085 0.3507 1.0000 11.500 1.1406 0.02689 0.02143 -0.0031 0.3076 1.0000 12.000 1.1315 0.03086 0.02522 0.0011 0.2695 1.0000 12.500 1.1274 0.03483 0.02903 0.0045 0.2348 1.0000 13.000 1.1267 0.03881 0.03287 0.0072 0.2032 1.0000 13.500 1.1304 0.04272 0.03668 0.0093 0.1745 1.0000 14.000 1.1358 0.04665 0.04053 0.0109 0.1496 1.0000 14.500 1.1435 0.05056 0.04440 0.0123 0.1295 1.0000 15.000 1.1518 0.05459 0.04846 0.0133 0.1135 1.0000 15.500 1.1562 0.05908 0.05288 0.0143 0.0993 1.0000 16.000 1.1702 0.06292 0.05684 0.0144 0.0886 1.0000 16.500 1.1757 0.06764 0.06157 0.0148 0.0787 1.0000 17.000 1.1902 0.07171 0.06582 0.0144 0.0714 1.0000 17.500 1.1942 0.07699 0.07115 0.0140 0.0645 1.0000 18.000 1.2004 0.08205 0.07637 0.0136 0.0582 1.0000 18.500 1.2074 0.08743 0.08191 0.0123 0.0540 1.0000 19.000 1.2066 0.09372 0.08822 0.0108 0.0497 1.0000 19.500 1.2098 0.09991 0.09464 0.0089 0.0459 1.0000 20.000 1.2061 0.10712 0.10191 0.0063 0.0417 1.0000 20.500 1.2041 0.11417 0.10917 0.0037 0.0378 1.0000 21.000 1.1991 0.12201 0.11720 0.0001 0.0340 1.0000 21.500 1.1924 0.12959 0.12481 -0.0031 0.0298 1.0000 22.000 1.1857 0.13800 0.13353 -0.0074 0.0281 1.0000 22.500 1.1770 0.14675 0.14254 -0.0121 0.0261 1.0000 23.000 1.1678 0.15565 0.15166 -0.0172 0.0245 1.0000 23.500 1.1560 0.16514 0.16135 -0.0229 0.0233 1.0000 24.000 1.1405 0.17542 0.17182 -0.0293 0.0220 1.0000 24.500 1.1126 0.18855 0.18521 -0.0373 0.0210 1.0000