XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Ornithopter 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 0.6822 0.01087 0.00469 -0.1620 0.7364 0.6570 0.500 0.7326 0.01093 0.00476 -0.1609 0.7233 0.6841 1.000 0.7846 0.01098 0.00486 -0.1601 0.7108 0.7121 1.500 0.8391 0.01104 0.00493 -0.1599 0.6987 0.7442 2.000 0.8876 0.01108 0.00506 -0.1584 0.6852 0.7802 2.500 0.9330 0.01114 0.00525 -0.1562 0.6714 0.8228 3.000 0.9748 0.01117 0.00540 -0.1531 0.6581 0.8789 3.500 1.0286 0.01115 0.00545 -0.1526 0.6445 1.0000 4.000 1.0846 0.01144 0.00563 -0.1532 0.6304 1.0000 4.500 1.1318 0.01174 0.00593 -0.1519 0.6152 1.0000 5.000 1.1783 0.01207 0.00625 -0.1503 0.5996 1.0000 5.500 1.2234 0.01243 0.00663 -0.1485 0.5836 1.0000 6.000 1.2670 0.01282 0.00703 -0.1464 0.5675 1.0000 6.500 1.3073 0.01323 0.00748 -0.1436 0.5509 1.0000 7.000 1.3428 0.01368 0.00796 -0.1399 0.5332 1.0000 7.500 1.3767 0.01420 0.00853 -0.1360 0.5149 1.0000 8.000 1.4075 0.01481 0.00916 -0.1315 0.4949 1.0000 8.500 1.4316 0.01555 0.00991 -0.1260 0.4707 1.0000 9.000 1.4476 0.01652 0.01090 -0.1193 0.4405 1.0000 9.500 1.4599 0.01786 0.01220 -0.1126 0.4061 1.0000 10.000 1.4719 0.01953 0.01384 -0.1063 0.3712 1.0000 10.500 1.4751 0.02189 0.01608 -0.0995 0.3263 1.0000 11.000 1.4733 0.02496 0.01899 -0.0930 0.2807 1.0000 11.500 1.4676 0.02877 0.02261 -0.0869 0.2333 1.0000 12.000 1.4639 0.03291 0.02662 -0.0820 0.1900 1.0000 12.500 1.4565 0.03780 0.03135 -0.0776 0.1485 1.0000 13.000 1.4451 0.04353 0.03689 -0.0739 0.1062 1.0000 13.500 1.4276 0.05041 0.04355 -0.0709 0.0620 1.0000 14.000 1.4034 0.05869 0.05164 -0.0686 0.0291 1.0000 14.500 1.3953 0.06576 0.05883 -0.0675 0.0219 1.0000 15.000 1.3860 0.07343 0.06669 -0.0673 0.0190 1.0000 15.500 1.3827 0.08065 0.07414 -0.0676 0.0178 1.0000 16.000 1.3775 0.08838 0.08209 -0.0685 0.0166 1.0000 16.500 1.3699 0.09670 0.09060 -0.0699 0.0158 1.0000 17.000 1.3589 0.10556 0.09964 -0.0717 0.0151 1.0000 17.500 1.3592 0.11273 0.10700 -0.0732 0.0147 1.0000 18.000 1.3638 0.11923 0.11369 -0.0748 0.0143 1.0000 18.500 1.3703 0.12533 0.11999 -0.0763 0.0138 1.0000 19.000 1.3763 0.13154 0.12641 -0.0783 0.0133 1.0000 19.500 1.3805 0.13814 0.13323 -0.0808 0.0128 1.0000 20.000 1.3833 0.14502 0.14033 -0.0837 0.0124 1.0000 20.500 1.3844 0.15221 0.14776 -0.0871 0.0122 1.0000 21.000 1.3812 0.16034 0.15616 -0.0914 0.0120 1.0000 21.500 1.3718 0.16995 0.16608 -0.0970 0.0120 1.0000 22.000 1.3539 0.18187 0.17838 -0.1046 0.0120 1.0000 22.500 1.3242 0.19745 0.19439 -0.1150 0.0123 1.0000