XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RAF 6 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 0.3621 0.00844 0.00410 -0.0725 0.8769 0.9777 0.500 0.4934 0.00830 0.00378 -0.0882 0.8539 0.9991 1.000 0.5557 0.00822 0.00346 -0.0892 0.8160 1.0000 1.500 0.6038 0.00834 0.00333 -0.0873 0.7681 1.0000 2.000 0.6438 0.00854 0.00327 -0.0835 0.6914 1.0000 2.500 0.6723 0.00929 0.00331 -0.0775 0.5510 1.0000 3.000 0.6970 0.01041 0.00370 -0.0711 0.4258 1.0000 3.500 0.7313 0.01119 0.00411 -0.0669 0.3619 1.0000 4.000 0.7682 0.01187 0.00452 -0.0631 0.3102 1.0000 4.500 0.8069 0.01254 0.00498 -0.0597 0.2757 1.0000 5.000 0.8468 0.01323 0.00550 -0.0566 0.2507 1.0000 5.500 0.8886 0.01392 0.00609 -0.0539 0.2326 1.0000 6.000 0.9322 0.01456 0.00671 -0.0516 0.2163 1.0000 6.500 0.9748 0.01538 0.00743 -0.0493 0.2029 1.0000 7.000 1.0192 0.01609 0.00819 -0.0472 0.1909 1.0000 7.500 1.0630 0.01685 0.00899 -0.0451 0.1793 1.0000 8.000 1.1055 0.01770 0.00983 -0.0430 0.1680 1.0000 8.500 1.1476 0.01854 0.01074 -0.0407 0.1573 1.0000 9.000 1.1883 0.01938 0.01170 -0.0383 0.1472 1.0000 9.500 1.2265 0.02030 0.01271 -0.0354 0.1381 1.0000 10.000 1.2626 0.02126 0.01378 -0.0323 0.1291 1.0000 10.500 1.2970 0.02236 0.01496 -0.0290 0.1205 1.0000 11.000 1.3302 0.02359 0.01631 -0.0258 0.1129 1.0000 11.500 1.3599 0.02487 0.01775 -0.0222 0.1045 1.0000 12.000 1.3871 0.02624 0.01933 -0.0185 0.0959 1.0000 12.500 1.4116 0.02779 0.02106 -0.0148 0.0879 1.0000 13.000 1.4320 0.02974 0.02313 -0.0111 0.0804 1.0000 13.500 1.4516 0.03181 0.02547 -0.0078 0.0713 1.0000 14.000 1.4666 0.03443 0.02825 -0.0048 0.0634 1.0000 14.500 1.4782 0.03765 0.03174 -0.0021 0.0567 1.0000 15.000 1.4859 0.04149 0.03579 -0.0002 0.0489 1.0000 15.500 1.4866 0.04639 0.04095 0.0011 0.0421 1.0000 16.000 1.4763 0.05302 0.04784 0.0013 0.0372 1.0000 16.500 1.4566 0.06185 0.05695 -0.0006 0.0325 1.0000 17.000 1.4256 0.07357 0.06901 -0.0051 0.0299 1.0000 17.500 1.3811 0.08862 0.08438 -0.0121 0.0289 1.0000 18.000 0.6645 0.14859 0.14584 -0.0261 0.0545 1.0000 18.500 0.7297 0.13846 0.13583 -0.0215 0.0532 1.0000 19.000 1.2477 0.13546 0.13195 -0.0348 0.0270 1.0000 19.500 1.2156 0.14982 0.14642 -0.0427 0.0253 1.0000 20.000 1.1850 0.16473 0.16148 -0.0513 0.0225 1.0000 20.500 1.1608 0.17902 0.17588 -0.0599 0.0196 1.0000 21.000 1.1537 0.18938 0.18630 -0.0663 0.0178 1.0000 22.000 1.1277 0.21507 0.21202 -0.0830 0.0116 1.0000