XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1223 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 1.1768 0.01582 0.00771 -0.2688 0.4517 0.2415 0.500 1.2368 0.01649 0.00821 -0.2693 0.4407 0.2985 1.000 1.2930 0.01688 0.00863 -0.2690 0.4326 0.3384 1.500 1.3526 0.01728 0.00898 -0.2695 0.4249 0.3642 2.500 1.4758 0.01825 0.01000 -0.2715 0.4108 0.4471 3.000 1.5363 0.01870 0.01060 -0.2723 0.4048 0.5244 3.500 1.6007 0.01933 0.01137 -0.2739 0.3989 0.6530 4.000 1.6416 0.01947 0.01192 -0.2703 0.3939 1.0000 4.500 1.6952 0.02009 0.01252 -0.2697 0.3888 1.0000 5.000 1.7492 0.02076 0.01317 -0.2692 0.3837 1.0000 5.500 1.8045 0.02156 0.01387 -0.2691 0.3783 1.0000 6.000 1.8593 0.02247 0.01482 -0.2689 0.3732 1.0000 6.500 1.9054 0.02313 0.01560 -0.2668 0.3678 1.0000 7.000 1.9521 0.02381 0.01633 -0.2649 0.3619 1.0000 7.500 2.0087 0.02490 0.01731 -0.2653 0.3549 1.0000 8.000 2.0442 0.02560 0.01827 -0.2611 0.3501 1.0000 8.500 2.0805 0.02636 0.01918 -0.2572 0.3439 1.0000 9.000 2.1208 0.02721 0.02001 -0.2542 0.3369 1.0000 9.500 2.1524 0.02825 0.02128 -0.2496 0.3303 1.0000 10.000 2.1773 0.02917 0.02237 -0.2438 0.3224 1.0000 10.500 2.2081 0.03034 0.02357 -0.2393 0.3138 1.0000 11.000 2.2273 0.03168 0.02524 -0.2328 0.3060 1.0000 11.500 2.2513 0.03313 0.02678 -0.2276 0.2982 1.0000 12.000 2.2695 0.03497 0.02892 -0.2217 0.2893 1.0000 12.500 2.2842 0.03706 0.03112 -0.2156 0.2792 1.0000 13.000 2.2978 0.03952 0.03390 -0.2099 0.2676 1.0000 13.500 2.3056 0.04267 0.03724 -0.2041 0.2549 1.0000 14.000 2.3068 0.04679 0.04152 -0.1984 0.2393 1.0000 14.500 2.2999 0.05225 0.04712 -0.1932 0.2219 1.0000 15.000 2.2826 0.05955 0.05458 -0.1886 0.2039 1.0000 15.500 2.2521 0.06947 0.06466 -0.1856 0.1866 1.0000 16.000 2.2115 0.08202 0.07739 -0.1847 0.1715 1.0000 16.500 2.1631 0.09682 0.09239 -0.1862 0.1580 1.0000 17.000 2.1152 0.11214 0.10787 -0.1893 0.1458 1.0000 17.500 2.0746 0.12638 0.12220 -0.1933 0.1343 1.0000 18.000 2.0467 0.13865 0.13462 -0.1974 0.1230 1.0000 18.500 2.0279 0.14926 0.14535 -0.2015 0.1136 1.0000 19.000 2.0142 0.15875 0.15483 -0.2054 0.1049 1.0000 19.500 2.0075 0.16719 0.16345 -0.2093 0.0982 1.0000 20.000 2.0065 0.17402 0.17028 -0.2124 0.0917 1.0000 20.500 2.0042 0.18150 0.17795 -0.2164 0.0867 1.0000 21.000 2.0147 0.18559 0.18196 -0.2180 0.0814 1.0000 21.500 2.0100 0.19370 0.19036 -0.2230 0.0779 1.0000 22.000 2.0121 0.20005 0.19685 -0.2269 0.0742 1.0000 22.500 2.0246 0.20343 0.20022 -0.2287 0.0703 1.0000 23.000 2.0177 0.21187 0.20896 -0.2346 0.0675 1.0000 23.500 2.0127 0.21976 0.21694 -0.2406 0.0630 1.0000 24.000 2.0146 0.22567 0.22297 -0.2450 0.0596 1.0000 24.500 2.0068 0.23418 0.23174 -0.2518 0.0567 1.0000 25.000 2.0098 0.23974 0.23727 -0.2564 0.0529 1.0000 25.500 2.0013 0.24823 0.24604 -0.2636 0.0505 1.0000 26.000 1.9890 0.25803 0.25600 -0.2722 0.0467 1.0000 26.500 1.9889 0.26410 0.26214 -0.2778 0.0437 1.0000 27.000 1.9715 0.27517 0.27353 -0.2878 0.0413 1.0000 27.500 1.9724 0.28087 0.27921 -0.2935 0.0380 1.0000 28.000 1.9473 0.29378 0.29244 -0.3063 0.0348 1.0000 28.500 1.9465 0.29968 0.29837 -0.3128 0.0320 1.0000 29.000 1.9181 0.31381 0.31279 -0.3272 0.0288 1.0000 29.500 1.9204 0.31870 0.31765 -0.3330 0.0261 1.0000 30.000 1.8710 0.34166 0.34095 -0.3553 0.0227 1.0000 31.500 1.8583 0.36550 0.36489 -0.3803 0.0146 1.0000 32.000 1.8510 0.37554 0.37496 -0.3901 0.0118 1.0000 32.500 1.8477 0.38377 0.38320 -0.3983 0.0093 1.0000 33.000 1.8482 0.38994 0.38937 -0.4051 0.0072 1.0000 33.500 1.8464 0.39760 0.39696 -0.4128 0.0043 1.0000 34.000 1.8511 0.39998 0.39929 -0.4170 0.0035 1.0000 34.500 1.8510 0.40622 0.40552 -0.4237 0.0024 1.0000