XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RG 15A 2.5/13.0 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 0.3586 0.00902 0.00372 -0.0766 0.7519 0.7957 0.500 0.4090 0.00911 0.00374 -0.0749 0.7239 0.8150 1.000 0.4591 0.00922 0.00377 -0.0732 0.6951 0.8337 1.500 0.5082 0.00935 0.00381 -0.0713 0.6660 0.8516 2.000 0.5556 0.00949 0.00387 -0.0690 0.6367 0.8695 2.500 0.6013 0.00960 0.00395 -0.0665 0.6059 0.8878 3.000 0.6457 0.00974 0.00402 -0.0638 0.5749 0.9078 3.500 0.6896 0.00991 0.00414 -0.0611 0.5439 0.9305 4.000 0.7421 0.01013 0.00431 -0.0603 0.5103 0.9574 4.500 0.8140 0.01054 0.00463 -0.0640 0.4738 0.9841 5.000 0.8684 0.01098 0.00493 -0.0647 0.4389 1.0000 5.500 0.9137 0.01147 0.00531 -0.0632 0.4047 1.0000 6.000 0.9571 0.01211 0.00578 -0.0611 0.3699 1.0000 6.500 1.0012 0.01269 0.00631 -0.0592 0.3374 1.0000 8.000 1.1140 0.01503 0.00837 -0.0501 0.2387 1.0000 8.500 1.1427 0.01605 0.00924 -0.0457 0.2055 1.0000 9.000 1.1702 0.01718 0.01023 -0.0414 0.1715 1.0000 9.500 1.1996 0.01831 0.01135 -0.0375 0.1484 1.0000 10.000 1.2240 0.01969 0.01267 -0.0332 0.1276 1.0000 10.500 1.2476 0.02118 0.01413 -0.0291 0.1061 1.0000 11.000 1.2687 0.02287 0.01580 -0.0251 0.0881 1.0000 11.500 1.2866 0.02485 0.01780 -0.0211 0.0746 1.0000 12.000 1.3025 0.02710 0.02012 -0.0175 0.0631 1.0000 12.500 1.3142 0.02982 0.02290 -0.0140 0.0535 1.0000 13.000 1.3242 0.03291 0.02611 -0.0111 0.0456 1.0000 13.500 1.3312 0.03652 0.02984 -0.0088 0.0396 1.0000 14.000 1.3356 0.04069 0.03412 -0.0073 0.0341 1.0000 14.500 1.3370 0.04555 0.03916 -0.0064 0.0314 1.0000 15.000 1.3333 0.05139 0.04517 -0.0064 0.0290 1.0000 15.500 1.3309 0.05761 0.05164 -0.0072 0.0271 1.0000 16.000 1.3218 0.06516 0.05940 -0.0091 0.0255 1.0000 16.500 1.3121 0.07337 0.06785 -0.0118 0.0244 1.0000 17.000 1.3020 0.08216 0.07688 -0.0153 0.0225 1.0000 17.500 1.2836 0.09279 0.08772 -0.0201 0.0215 1.0000 18.000 1.2711 0.10285 0.09807 -0.0249 0.0205 1.0000 18.500 1.2559 0.11379 0.10927 -0.0306 0.0193 1.0000 19.000 1.2361 0.12590 0.12158 -0.0373 0.0184 1.0000 19.500 1.2232 0.13691 0.13285 -0.0436 0.0169 1.0000 20.000 1.2059 0.14897 0.14513 -0.0509 0.0158 1.0000 20.500 1.1893 0.16105 0.15739 -0.0584 0.0151 1.0000 21.000 1.1748 0.17288 0.16947 -0.0659 0.0137 1.0000 21.500 1.1570 0.18565 0.18240 -0.0742 0.0127 1.0000 22.000 1.1403 0.19847 0.19541 -0.0825 0.0114 1.0000 22.500 1.1226 0.21189 0.20898 -0.0912 0.0104 1.0000 23.000 1.1049 0.22591 0.22312 -0.1000 0.0091 1.0000 23.500 1.0918 0.23913 0.23640 -0.1081 0.0079 1.0000 24.000 1.0458 0.26742 0.26464 -0.1212 0.0058 1.0000