XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: SARATOV AIRFOIL 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 0.7989 0.02074 0.01331 -0.1793 0.5540 0.1827 0.500 0.8581 0.01918 0.01150 -0.1812 0.5528 0.1927 1.000 0.9003 0.02290 0.01581 -0.1768 0.5517 0.2143 1.500 0.9715 0.01750 0.00941 -0.1827 0.5495 0.2032 2.000 1.0269 0.01737 0.00921 -0.1827 0.5460 0.2060 2.500 1.0820 0.01743 0.00922 -0.1826 0.5435 0.2104 3.000 1.1349 0.01746 0.00938 -0.1821 0.5403 0.2140 3.500 1.1889 0.01749 0.00948 -0.1817 0.5357 0.2190 4.000 1.2384 0.01689 0.00884 -0.1800 0.5187 0.2249 4.500 1.2917 0.01685 0.00891 -0.1793 0.5125 0.2335 5.000 1.3365 0.01628 0.00850 -0.1767 0.4942 0.2446 5.500 1.3837 0.01611 0.00853 -0.1747 0.4814 0.2573 6.500 1.3817 0.02000 0.01114 -0.1553 0.1658 0.2757 7.000 1.3879 0.02230 0.01335 -0.1477 0.1213 0.2857 8.000 1.3561 0.03086 0.02147 -0.1313 0.0092 0.2982 8.500 1.3638 0.03464 0.02544 -0.1275 0.0062 0.3094 9.000 1.3719 0.03887 0.02989 -0.1246 0.0057 0.3213 9.500 1.3806 0.04334 0.03455 -0.1222 0.0056 0.3342 10.500 1.3953 0.05293 0.04456 -0.1181 0.0053 0.3576 11.000 1.4036 0.05772 0.04961 -0.1163 0.0052 0.3693 11.500 1.4134 0.06243 0.05453 -0.1146 0.0053 0.3819 12.000 1.4207 0.06763 0.05994 -0.1131 0.0053 0.3935 12.500 1.4291 0.07281 0.06531 -0.1118 0.0054 0.4057 13.000 1.4369 0.07814 0.07084 -0.1104 0.0056 0.4165 13.500 1.4457 0.08337 0.07628 -0.1091 0.0058 0.4267 14.000 1.4577 0.08818 0.08132 -0.1075 0.0060 0.4376 14.500 1.4734 0.09254 0.08598 -0.1055 0.0063 0.4455 15.000 1.4897 0.09709 0.09085 -0.1031 0.0067 0.4472 15.500 1.5043 0.10234 0.09644 -0.1016 0.0072 0.4480 16.000 1.5137 0.10823 0.10259 -0.1022 0.0076 0.4491 16.500 1.5144 0.11633 0.11133 -0.1024 0.0090 0.4492 17.000 1.4887 0.12914 0.12480 -0.1055 0.0102 0.4491 17.500 1.4577 0.14304 0.13919 -0.1115 0.0109 0.4489 18.000 1.4262 0.15798 0.15453 -0.1197 0.0112 0.4486 18.500 1.3941 0.17480 0.17170 -0.1307 0.0113 0.4483 19.000 1.3602 0.19600 0.19323 -0.1461 0.0111 0.4479 19.500 1.3181 0.22879 0.22614 -0.1676 0.0114 0.4475