XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: SD7043 (9.1%) 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 0.4433 0.00751 0.00318 -0.0965 0.8220 1.0000 0.500 0.4989 0.00750 0.00298 -0.0959 0.8009 1.0000 1.000 0.5545 0.00753 0.00280 -0.0952 0.7780 1.0000 1.500 0.6093 0.00760 0.00274 -0.0946 0.7494 1.0000 2.000 0.6640 0.00773 0.00272 -0.0938 0.7177 1.0000 2.500 0.7180 0.00793 0.00276 -0.0930 0.6809 1.0000 3.000 0.7711 0.00824 0.00288 -0.0921 0.6383 1.0000 3.500 0.8231 0.00867 0.00308 -0.0910 0.5876 1.0000 4.000 0.8739 0.00920 0.00341 -0.0899 0.5308 1.0000 4.500 0.9231 0.00990 0.00382 -0.0886 0.4673 1.0000 5.000 0.9708 0.01074 0.00437 -0.0872 0.4006 1.0000 5.500 1.0176 0.01168 0.00503 -0.0858 0.3341 1.0000 6.000 1.0638 0.01270 0.00581 -0.0843 0.2750 1.0000 6.500 1.1092 0.01378 0.00666 -0.0828 0.2253 1.0000 7.000 1.1541 0.01488 0.00763 -0.0813 0.1856 1.0000 7.500 1.1979 0.01604 0.00868 -0.0796 0.1530 1.0000 8.000 1.2402 0.01728 0.00989 -0.0777 0.1274 1.0000 8.500 1.2803 0.01863 0.01119 -0.0755 0.1060 1.0000 9.000 1.3165 0.02020 0.01278 -0.0727 0.0894 1.0000 9.500 1.3515 0.02174 0.01439 -0.0699 0.0769 1.0000 10.000 1.3797 0.02354 0.01633 -0.0659 0.0681 1.0000 10.500 1.3984 0.02603 0.01885 -0.0612 0.0603 1.0000 11.000 1.4256 0.02771 0.02082 -0.0576 0.0554 1.0000 11.500 1.4441 0.03025 0.02346 -0.0538 0.0505 1.0000 12.000 1.4610 0.03340 0.02687 -0.0502 0.0465 1.0000 12.500 1.4775 0.03637 0.03013 -0.0470 0.0431 1.0000 13.000 1.4880 0.04002 0.03393 -0.0442 0.0399 1.0000 13.500 1.4930 0.04517 0.03940 -0.0416 0.0372 1.0000 14.000 1.4961 0.05000 0.04460 -0.0399 0.0352 1.0000 14.500 1.4955 0.05537 0.05024 -0.0393 0.0328 1.0000 15.000 1.4907 0.06169 0.05671 -0.0399 0.0306 1.0000 15.500 1.4705 0.07126 0.06667 -0.0416 0.0289 1.0000 16.000 1.4561 0.08058 0.07639 -0.0454 0.0276 1.0000 16.500 1.4355 0.09195 0.08812 -0.0509 0.0263 1.0000 17.000 1.4120 0.10484 0.10133 -0.0578 0.0252 1.0000 17.500 1.3864 0.11894 0.11571 -0.0661 0.0244 1.0000 18.000 1.3558 0.13509 0.13215 -0.0762 0.0238 1.0000 18.500 0.8553 0.22697 0.22487 -0.1241 0.0443 1.0000 19.000 0.8660 0.23420 0.23215 -0.1271 0.0404 1.0000 19.500 0.8840 0.24291 0.24090 -0.1277 0.0380 1.0000 20.000 0.8761 0.25375 0.25174 -0.1354 0.0330 1.0000 20.500 0.8970 0.26058 0.25864 -0.1353 0.0293 1.0000 21.000 0.8895 0.27320 0.27125 -0.1428 0.0265 1.0000 21.500 0.8976 0.28232 0.28039 -0.1464 0.0244 1.0000 22.000 0.9147 0.29005 0.28816 -0.1469 0.0222 1.0000 22.500 0.9140 0.30161 0.29971 -0.1525 0.0218 1.0000 23.000 0.9180 0.31264 0.31076 -0.1572 0.0188 1.0000 23.500 0.9271 0.32049 0.31864 -0.1599 0.0173 1.0000 24.000 0.9343 0.33165 0.32982 -0.1630 0.0165 1.0000 24.500 0.9384 0.34304 0.34123 -0.1675 0.0154 1.0000 25.000 0.9449 0.35305 0.35126 -0.1708 0.0139 1.0000 25.500 0.9532 0.36133 0.35957 -0.1732 0.0126 1.0000 26.000 0.9609 0.37242 0.37068 -0.1759 0.0123 1.0000 26.500 0.9632 0.38397 0.38224 -0.1803 0.0121 1.0000 27.000 0.9683 0.39530 0.39358 -0.1839 0.0111 1.0000 27.500 0.9740 0.40587 0.40420 -0.1871 0.0098 1.0000 28.000 0.9792 0.41551 0.41386 -0.1902 0.0094 1.0000 28.500 0.9850 0.42611 0.42449 -0.1927 0.0089 1.0000