XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1210 12% 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 1.0614 0.01311 0.00550 -0.2465 0.5752 0.3555 0.500 1.1199 0.01340 0.00568 -0.2468 0.5619 0.3677 1.000 1.1784 0.01373 0.00593 -0.2471 0.5503 0.3817 1.500 1.2362 0.01399 0.00624 -0.2474 0.5393 0.3991 2.000 1.2954 0.01442 0.00662 -0.2479 0.5295 0.4226 2.500 1.3507 0.01462 0.00699 -0.2476 0.5175 0.4542 3.000 1.4078 0.01500 0.00745 -0.2477 0.5069 0.4975 3.500 1.4643 0.01530 0.00794 -0.2477 0.4969 0.5546 4.000 1.5197 0.01564 0.00850 -0.2474 0.4852 0.6318 4.500 1.5733 0.01598 0.00905 -0.2467 0.4730 0.7483 5.500 1.6594 0.01638 0.00979 -0.2408 0.4481 1.0000 6.000 1.7104 0.01696 0.01033 -0.2397 0.4356 1.0000 6.500 1.7580 0.01740 0.01092 -0.2379 0.4215 1.0000 7.000 1.8036 0.01795 0.01155 -0.2357 0.4045 1.0000 7.500 1.8465 0.01858 0.01226 -0.2331 0.3846 1.0000 8.000 1.8856 0.01933 0.01308 -0.2297 0.3596 1.0000 8.500 1.9150 0.02044 0.01418 -0.2246 0.3214 1.0000 9.000 1.9323 0.02245 0.01596 -0.2177 0.2747 1.0000 9.500 1.9467 0.02501 0.01837 -0.2108 0.2333 1.0000 10.000 1.9574 0.02798 0.02127 -0.2038 0.2019 1.0000 10.500 1.9661 0.03127 0.02455 -0.1971 0.1777 1.0000 11.000 1.9718 0.03501 0.02835 -0.1907 0.1609 1.0000 11.500 1.9758 0.03923 0.03270 -0.1851 0.1489 1.0000 12.000 1.9704 0.04481 0.03837 -0.1797 0.1392 1.0000 12.500 1.9770 0.04963 0.04343 -0.1764 0.1306 1.0000 13.000 1.9684 0.05672 0.05061 -0.1731 0.1236 1.0000 13.500 1.9752 0.06237 0.05656 -0.1715 0.1172 1.0000 14.000 1.9686 0.07008 0.06440 -0.1703 0.1105 1.0000 14.500 1.9686 0.07724 0.07183 -0.1696 0.1048 1.0000 15.000 1.9665 0.08495 0.07977 -0.1698 0.0991 1.0000 15.500 1.9580 0.09370 0.08865 -0.1703 0.0929 1.0000 16.000 1.9584 0.10139 0.09665 -0.1713 0.0880 1.0000 16.500 1.9501 0.11056 0.10596 -0.1732 0.0821 1.0000 17.000 1.9471 0.11901 0.11468 -0.1753 0.0757 1.0000 17.500 1.9425 0.12768 0.12356 -0.1778 0.0706 1.0000 18.000 1.9361 0.13679 0.13288 -0.1811 0.0640 1.0000 18.500 1.9271 0.14648 0.14273 -0.1851 0.0567 1.0000 19.000 1.9138 0.15720 0.15357 -0.1903 0.0436 1.0000 19.500 1.8840 0.17130 0.16767 -0.1982 0.0277 1.0000 20.000 1.8611 0.18425 0.18077 -0.2061 0.0214 1.0000 20.500 1.8277 0.20020 0.19688 -0.2170 0.0147 1.0000 21.000 1.7993 0.21577 0.21267 -0.2282 0.0118 1.0000 21.500 1.7766 0.23057 0.22771 -0.2394 0.0107 1.0000 22.000 1.7527 0.24631 0.24365 -0.2517 0.0096 1.0000 22.500 1.7393 0.25952 0.25705 -0.2623 0.0089 1.0000 23.000 1.7294 0.27198 0.26963 -0.2724 0.0079 1.0000 23.500 1.7278 0.28159 0.27928 -0.2805 0.0069 1.0000 24.000 1.7328 0.28882 0.28661 -0.2866 0.0066 1.0000 24.500 1.7356 0.29687 0.29473 -0.2936 0.0058 1.0000 25.000 1.7435 0.30254 0.30051 -0.2989 0.0057 1.0000 25.500 1.7533 0.30660 0.30454 -0.3034 0.0052 1.0000 26.000 1.7590 0.31256 0.31064 -0.3096 0.0052 1.0000 26.500 1.7569 0.32210 0.32041 -0.3188 0.0050 1.0000 27.000 1.7537 0.33215 0.33067 -0.3284 0.0051 1.0000 27.500 1.7400 0.34945 0.34826 -0.3434 0.0052 1.0000