XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1223 RTL 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 1.1052 0.01781 0.00918 -0.2459 0.3473 0.3167 0.500 1.1731 0.01878 0.00999 -0.2482 0.3405 0.3677 1.000 1.2267 0.01917 0.01040 -0.2473 0.3372 0.4048 1.500 1.2836 0.01958 0.01084 -0.2472 0.3329 0.4330 2.000 1.3396 0.02007 0.01132 -0.2469 0.3284 0.4640 2.500 1.3961 0.02064 0.01182 -0.2469 0.3238 0.4958 3.000 1.4629 0.02173 0.01285 -0.2491 0.3187 0.5316 3.500 1.5151 0.02219 0.01344 -0.2482 0.3159 0.5647 4.000 1.5687 0.02277 0.01416 -0.2477 0.3123 0.6041 4.500 1.6226 0.02337 0.01487 -0.2472 0.3085 0.6509 5.000 1.6760 0.02389 0.01557 -0.2468 0.3046 0.7390 5.500 1.7200 0.02444 0.01623 -0.2443 0.3011 1.0000 6.000 1.7772 0.02576 0.01756 -0.2449 0.2976 1.0000 6.500 1.8238 0.02657 0.01846 -0.2431 0.2950 1.0000 7.000 1.8699 0.02747 0.01948 -0.2413 0.2917 1.0000 7.500 1.9144 0.02831 0.02038 -0.2393 0.2882 1.0000 8.000 1.9598 0.02920 0.02130 -0.2375 0.2851 1.0000 8.500 2.0097 0.03031 0.02241 -0.2367 0.2821 1.0000 9.000 2.0613 0.03223 0.02445 -0.2367 0.2788 1.0000 9.500 2.0951 0.03336 0.02584 -0.2328 0.2764 1.0000 10.000 2.1235 0.03461 0.02731 -0.2280 0.2733 1.0000 10.500 2.1540 0.03597 0.02888 -0.2239 0.2703 1.0000 11.000 2.1864 0.03733 0.03040 -0.2202 0.2676 1.0000 11.500 2.2221 0.03869 0.03188 -0.2172 0.2651 1.0000 12.000 2.2664 0.04052 0.03379 -0.2161 0.2622 1.0000 12.500 2.2810 0.04307 0.03669 -0.2101 0.2595 1.0000 13.000 2.2870 0.04573 0.03972 -0.2030 0.2569 1.0000 13.500 2.2908 0.04887 0.04322 -0.1962 0.2541 1.0000 14.000 2.2954 0.05208 0.04674 -0.1901 0.2513 1.0000 14.500 2.3120 0.05430 0.04914 -0.1857 0.2484 1.0000 15.000 2.3545 0.05513 0.04995 -0.1845 0.2445 1.0000 15.500 2.3223 0.06125 0.05655 -0.1763 0.2415 1.0000 16.000 2.2760 0.06953 0.06532 -0.1694 0.2379 1.0000 16.500 2.2517 0.07649 0.07260 -0.1657 0.2338 1.0000 17.000 2.2972 0.07577 0.07186 -0.1646 0.2298 1.0000 17.500 2.2575 0.08568 0.08212 -0.1627 0.2251 1.0000 18.500 2.2551 0.09653 0.09319 -0.1628 0.2112 1.0000