XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S2091-101-83 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 0.4167 0.00782 0.00289 -0.0808 0.7019 1.0000 0.500 0.4721 0.00795 0.00281 -0.0804 0.6810 1.0000 1.000 0.5275 0.00810 0.00277 -0.0800 0.6592 1.0000 1.500 0.5828 0.00829 0.00277 -0.0795 0.6371 1.0000 2.000 0.6379 0.00853 0.00281 -0.0791 0.6146 1.0000 2.500 0.6929 0.00875 0.00294 -0.0787 0.5895 1.0000 3.000 0.7474 0.00904 0.00308 -0.0782 0.5642 1.0000 3.500 0.8016 0.00935 0.00331 -0.0778 0.5373 1.0000 4.000 0.8551 0.00974 0.00355 -0.0772 0.5099 1.0000 4.500 0.9084 0.01013 0.00390 -0.0767 0.4806 1.0000 5.000 0.9608 0.01060 0.00428 -0.0760 0.4509 1.0000 5.500 1.0123 0.01115 0.00474 -0.0753 0.4202 1.0000 6.000 1.0628 0.01176 0.00526 -0.0745 0.3886 1.0000 6.500 1.1125 0.01241 0.00588 -0.0735 0.3563 1.0000 7.000 1.1610 0.01314 0.00656 -0.0725 0.3244 1.0000 7.500 1.2079 0.01396 0.00734 -0.0713 0.2929 1.0000 8.000 1.2531 0.01487 0.00820 -0.0699 0.2620 1.0000 8.500 1.2959 0.01591 0.00920 -0.0682 0.2330 1.0000 9.000 1.3369 0.01699 0.01027 -0.0663 0.2031 1.0000 9.500 1.3741 0.01823 0.01150 -0.0639 0.1726 1.0000 10.000 1.4055 0.01972 0.01295 -0.0609 0.1421 1.0000 10.500 1.4261 0.02149 0.01466 -0.0563 0.1145 1.0000 11.000 1.4374 0.02385 0.01697 -0.0513 0.0919 1.0000 11.500 1.4491 0.02653 0.01971 -0.0472 0.0752 1.0000 12.000 1.4549 0.02998 0.02323 -0.0436 0.0638 1.0000 12.500 1.4568 0.03415 0.02749 -0.0408 0.0551 1.0000 13.000 1.4641 0.03824 0.03181 -0.0389 0.0486 1.0000 13.500 1.4533 0.04450 0.03816 -0.0374 0.0436 1.0000 14.000 1.4578 0.04966 0.04360 -0.0370 0.0399 1.0000 14.500 1.4536 0.05613 0.05024 -0.0374 0.0368 1.0000 15.000 1.4432 0.06374 0.05804 -0.0381 0.0338 1.0000 15.500 1.4406 0.07098 0.06556 -0.0397 0.0314 1.0000 16.000 1.4349 0.07897 0.07377 -0.0420 0.0294 1.0000 16.500 1.4259 0.08744 0.08235 -0.0442 0.0274 1.0000 17.000 1.4168 0.09674 0.09198 -0.0477 0.0261 1.0000 17.500 1.4061 0.10682 0.10237 -0.0522 0.0247 1.0000 18.000 1.3953 0.11713 0.11293 -0.0573 0.0234 1.0000 18.500 1.3868 0.12711 0.12306 -0.0625 0.0221 1.0000 19.000 1.3688 0.13888 0.13506 -0.0686 0.0209 1.0000 19.500 1.3465 0.15296 0.14950 -0.0775 0.0204 1.0000 20.000 1.3190 0.16898 0.16587 -0.0879 0.0201 1.0000 20.500 1.2781 0.18980 0.18705 -0.1020 0.0201 1.0000