XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1221 w/o flap 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 0.6849 0.01287 0.00464 -0.1681 0.4281 0.3795 0.500 0.7430 0.01304 0.00474 -0.1681 0.4155 0.3908 1.000 0.8009 0.01334 0.00488 -0.1682 0.4039 0.4029 1.500 0.8591 0.01346 0.00503 -0.1682 0.3938 0.4186 2.000 0.9171 0.01388 0.00537 -0.1683 0.3848 0.4397 2.500 0.9754 0.01403 0.00568 -0.1684 0.3770 0.4674 3.000 1.0335 0.01432 0.00604 -0.1685 0.3693 0.5070 3.500 1.0919 0.01470 0.00660 -0.1688 0.3628 0.5681 4.000 1.1496 0.01484 0.00720 -0.1688 0.3562 0.6954 4.500 1.1925 0.01492 0.00760 -0.1653 0.3501 0.8878 5.500 1.2993 0.01594 0.00869 -0.1636 0.3383 1.0000 6.000 1.3554 0.01651 0.00923 -0.1635 0.3319 1.0000 6.500 1.4108 0.01725 0.01003 -0.1633 0.3254 1.0000 7.000 1.4649 0.01769 0.01056 -0.1627 0.3177 1.0000 7.500 1.5194 0.01854 0.01134 -0.1624 0.3101 1.0000 8.000 1.5715 0.01894 0.01199 -0.1615 0.3030 1.0000 8.500 1.6236 0.01943 0.01251 -0.1606 0.2948 1.0000 9.000 1.6739 0.01996 0.01324 -0.1595 0.2851 1.0000 9.500 1.7235 0.02046 0.01372 -0.1583 0.2739 1.0000 10.000 1.7713 0.02069 0.01425 -0.1566 0.2620 1.0000 10.500 1.8185 0.02124 0.01498 -0.1551 0.2497 1.0000 11.000 1.8640 0.02180 0.01571 -0.1532 0.2342 1.0000 11.500 1.9069 0.02260 0.01665 -0.1511 0.2145 1.0000 12.000 1.9430 0.02397 0.01805 -0.1481 0.1881 1.0000 12.500 1.9683 0.02619 0.02023 -0.1438 0.1560 1.0000 13.000 1.9730 0.02934 0.02336 -0.1367 0.1300 1.0000 13.500 1.9685 0.03312 0.02725 -0.1292 0.1097 1.0000 14.000 1.9516 0.03841 0.03270 -0.1225 0.0955 1.0000 14.500 1.9186 0.04680 0.04129 -0.1192 0.0865 1.0000 15.000 1.8887 0.05761 0.05242 -0.1209 0.0799 1.0000 15.500 1.8385 0.07316 0.06824 -0.1258 0.0757 1.0000 16.000 1.7987 0.08757 0.08294 -0.1304 0.0714 1.0000 16.500 1.7646 0.10136 0.09696 -0.1352 0.0676 1.0000 17.000 1.7361 0.11444 0.11009 -0.1402 0.0631 1.0000 17.500 1.7237 0.12527 0.12117 -0.1447 0.0593 1.0000 18.000 1.7145 0.13542 0.13146 -0.1491 0.0557 1.0000 18.500 1.7113 0.14395 0.14002 -0.1528 0.0517 1.0000 19.000 1.7080 0.15321 0.14953 -0.1576 0.0491 1.0000 19.500 1.7065 0.16201 0.15849 -0.1624 0.0462 1.0000 20.000 1.7131 0.16825 0.16471 -0.1655 0.0428 1.0000 20.500 1.7068 0.17849 0.17526 -0.1721 0.0409 1.0000 21.000 1.7031 0.18812 0.18505 -0.1787 0.0381 1.0000 21.500 1.7068 0.19538 0.19235 -0.1836 0.0358 1.0000 22.000 1.7033 0.20469 0.20189 -0.1903 0.0339 1.0000 22.500 1.6966 0.21526 0.21271 -0.1983 0.0319 1.0000 23.000 1.6958 0.22405 0.22163 -0.2051 0.0300 1.0000 23.500 1.6975 0.23181 0.22945 -0.2112 0.0280 1.0000 24.000 1.6770 0.24690 0.24490 -0.2234 0.0264 1.0000 24.500 1.6668 0.25908 0.25727 -0.2334 0.0246 1.0000 25.000 1.6666 0.26796 0.26618 -0.2410 0.0222 1.0000