XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 81-K-144 W-F KLAPPE 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.0786 0.01949 0.01106 -0.0070 0.2421 0.2432 0.500 0.1270 0.01917 0.01066 -0.0044 0.2397 0.2440 1.000 0.1767 0.01892 0.01031 -0.0022 0.2374 0.2446 1.500 0.2291 0.01911 0.01044 -0.0006 0.2350 0.2451 2.000 0.2780 0.01888 0.01025 0.0018 0.2328 0.2458 2.500 0.3285 0.01889 0.01028 0.0039 0.2306 0.2464 3.000 0.3837 0.01869 0.01011 0.0049 0.2286 0.2476 3.500 0.4402 0.01843 0.00987 0.0057 0.2261 0.2491 4.000 0.4963 0.01826 0.00968 0.0066 0.2236 0.2508 4.500 0.5528 0.01863 0.01007 0.0072 0.2211 0.2527 5.000 0.6075 0.01872 0.01030 0.0083 0.2190 0.2546 5.500 0.6637 0.01886 0.01053 0.0090 0.2164 0.2572 6.000 0.7206 0.01900 0.01072 0.0096 0.2140 0.2601 6.500 0.7839 0.01897 0.01071 0.0088 0.2117 0.2637 7.000 0.8472 0.01911 0.01088 0.0080 0.2089 0.2690 7.500 0.9053 0.01957 0.01148 0.0079 0.2066 0.2736 8.000 0.9680 0.01987 0.01194 0.0069 0.2041 0.2805 8.500 1.0287 0.02009 0.01231 0.0064 0.2012 0.2881 9.000 1.0845 0.02039 0.01266 0.0068 0.1989 0.2954 9.500 1.1414 0.02057 0.01287 0.0069 0.1957 0.3035 10.000 1.1909 0.02120 0.01366 0.0081 0.1934 0.3113 10.500 1.2394 0.02167 0.01438 0.0095 0.1906 0.3224 11.000 1.2852 0.02190 0.01477 0.0114 0.1871 0.3375 11.500 1.3329 0.02211 0.01523 0.0127 0.1841 0.4061 12.000 1.4174 0.02201 0.01647 0.0066 0.1809 1.0000 12.500 1.4543 0.02274 0.01732 0.0094 0.1766 1.0000 13.000 1.4903 0.02330 0.01783 0.0123 0.1715 1.0000 13.500 1.5200 0.02454 0.01919 0.0150 0.1659 1.0000 14.000 1.5405 0.02630 0.02096 0.0177 0.1602 1.0000 14.500 1.5482 0.02954 0.02436 0.0191 0.1554 1.0000 15.000 1.5045 0.03944 0.03451 0.0143 0.1495 1.0000 15.500 1.1623 0.09044 0.08630 -0.0171 0.1349 1.0000 16.000 1.1505 0.09890 0.09474 -0.0211 0.1304 1.0000 16.500 1.1513 0.10559 0.10140 -0.0241 0.1267 1.0000 17.000 1.1172 0.11795 0.11391 -0.0304 0.1229 1.0000 17.500 1.1250 0.12387 0.11984 -0.0330 0.1210 1.0000 18.000 1.1303 0.13014 0.12614 -0.0359 0.1200 1.0000 18.500 1.1474 0.13444 0.13044 -0.0378 0.1189 1.0000