XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1091 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 0.6598 0.00974 0.00344 -0.1417 0.8336 0.0363 0.500 0.7165 0.00906 0.00269 -0.1410 0.8021 0.0871 1.000 0.7687 0.00871 0.00282 -0.1399 0.7717 0.3499 1.500 0.8245 0.00782 0.00284 -0.1394 0.7414 1.0000 2.000 0.8753 0.00814 0.00287 -0.1377 0.7090 1.0000 2.500 0.9250 0.00846 0.00297 -0.1359 0.6736 1.0000 3.000 0.9739 0.00881 0.00312 -0.1339 0.6340 1.0000 3.500 1.0216 0.00920 0.00333 -0.1317 0.5875 1.0000 4.000 1.0668 0.00973 0.00357 -0.1292 0.5195 1.0000 4.500 1.1089 0.01060 0.00399 -0.1262 0.4352 1.0000 5.500 1.1953 0.01257 0.00535 -0.1213 0.3003 1.0000 6.000 1.2375 0.01370 0.00621 -0.1189 0.2313 1.0000 6.500 1.2772 0.01512 0.00727 -0.1161 0.1630 1.0000 7.000 1.3160 0.01663 0.00854 -0.1132 0.1214 1.0000 7.500 1.3551 0.01805 0.00998 -0.1103 0.1008 1.0000 8.000 1.3921 0.01964 0.01162 -0.1070 0.0896 1.0000 8.500 1.4283 0.02124 0.01331 -0.1038 0.0826 1.0000 9.000 1.4621 0.02337 0.01563 -0.1002 0.0779 1.0000 9.500 1.4990 0.02491 0.01742 -0.0971 0.0735 1.0000 10.000 1.5306 0.02664 0.01926 -0.0936 0.0674 1.0000 10.500 1.5589 0.02835 0.02128 -0.0895 0.0621 1.0000 11.000 1.5832 0.02923 0.02235 -0.0849 0.0559 1.0000 11.500 1.6040 0.03092 0.02426 -0.0804 0.0498 1.0000 12.000 1.6473 0.03031 0.02346 -0.0794 0.0204 1.0000 12.500 1.6307 0.03595 0.02911 -0.0720 0.0052 1.0000 13.000 1.6279 0.04069 0.03432 -0.0675 0.0040 1.0000 13.500 1.6141 0.04715 0.04121 -0.0643 0.0033 1.0000 14.000 1.5913 0.05561 0.05013 -0.0633 0.0029 1.0000 14.500 1.5687 0.06524 0.06019 -0.0646 0.0027 1.0000 15.000 1.5388 0.07735 0.07270 -0.0686 0.0027 1.0000 15.500 1.5030 0.09234 0.08810 -0.0755 0.0027 1.0000 16.000 1.4628 0.11009 0.10623 -0.0849 0.0027 1.0000 16.500 1.4187 0.13009 0.12658 -0.0961 0.0029 1.0000 17.000 1.3788 0.15027 0.14705 -0.1076 0.0031 1.0000 17.500 1.3460 0.16955 0.16660 -0.1188 0.0035 1.0000 18.000 1.3208 0.18742 0.18462 -0.1294 0.0039 1.0000 18.500 1.3062 0.20274 0.20005 -0.1388 0.0040 1.0000 19.000 1.3002 0.21562 0.21303 -0.1467 0.0038 1.0000 19.500 1.3001 0.22665 0.22414 -0.1536 0.0035 1.0000 20.000 1.3022 0.23706 0.23464 -0.1602 0.0032 1.0000 20.500 1.3020 0.24913 0.24681 -0.1676 0.0031 1.0000 21.000 1.2991 0.26413 0.26187 -0.1762 0.0032 1.0000 21.500 1.2888 0.29223 0.28984 -0.1886 0.0045 1.0000 22.000 1.3000 0.30230 0.29989 -0.1940 0.0049 1.0000 22.500 1.0177 0.32195 0.32017 -0.1733 0.0139 1.0000 23.000 1.0223 0.33318 0.33141 -0.1770 0.0138 1.0000 23.500 1.0249 0.34601 0.34424 -0.1819 0.0121 1.0000 24.000 1.0305 0.35654 0.35479 -0.1851 0.0111 1.0000 24.500 1.0361 0.36682 0.36510 -0.1882 0.0103 1.0000 25.000 1.0428 0.37666 0.37497 -0.1905 0.0092 1.0000