XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RUTAN CANARD AIRFOIL 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 0.2305 0.00759 0.00317 -0.0504 0.7693 0.8218 0.500 0.2846 0.00760 0.00329 -0.0493 0.7598 0.8608 1.000 0.3367 0.00756 0.00322 -0.0476 0.7437 0.8917 1.500 0.3850 0.00745 0.00310 -0.0448 0.7237 0.9213 2.000 0.4325 0.00736 0.00299 -0.0419 0.7036 0.9529 2.500 0.4962 0.00729 0.00290 -0.0429 0.6780 0.9775 3.000 0.5670 0.00734 0.00289 -0.0459 0.6462 0.9897 3.500 0.6409 0.00757 0.00293 -0.0498 0.5867 0.9987 4.000 0.6809 0.00847 0.00315 -0.0473 0.4416 1.0000 4.500 0.7155 0.01089 0.00428 -0.0450 0.1901 1.0000 5.000 0.7639 0.01199 0.00499 -0.0442 0.1291 1.0000 5.500 0.8139 0.01286 0.00570 -0.0436 0.1032 1.0000 6.000 0.8636 0.01369 0.00643 -0.0428 0.0871 1.0000 6.500 0.9108 0.01471 0.00734 -0.0417 0.0756 1.0000 7.000 0.9576 0.01567 0.00827 -0.0404 0.0675 1.0000 7.500 1.0031 0.01667 0.00926 -0.0390 0.0617 1.0000 8.000 1.0471 0.01772 0.01035 -0.0374 0.0571 1.0000 8.500 1.0869 0.01905 0.01168 -0.0352 0.0536 1.0000 9.000 1.1275 0.02020 0.01288 -0.0331 0.0505 1.0000 9.500 1.1610 0.02174 0.01443 -0.0301 0.0480 1.0000 10.000 1.1967 0.02307 0.01588 -0.0274 0.0456 1.0000 10.500 1.2303 0.02468 0.01751 -0.0249 0.0437 1.0000 11.500 1.2948 0.02832 0.02142 -0.0199 0.0399 1.0000 12.000 1.3254 0.03039 0.02352 -0.0175 0.0384 1.0000 12.500 1.3522 0.03292 0.02627 -0.0149 0.0370 1.0000 13.000 1.3749 0.03538 0.02895 -0.0124 0.0355 1.0000 13.500 1.3963 0.03796 0.03165 -0.0101 0.0343 1.0000 14.000 1.4158 0.04149 0.03529 -0.0077 0.0331 1.0000 14.500 1.4213 0.04555 0.03974 -0.0053 0.0323 1.0000 15.000 1.4233 0.05026 0.04477 -0.0034 0.0314 1.0000 15.500 1.4220 0.05547 0.05025 -0.0021 0.0306 1.0000 16.000 1.4177 0.06122 0.05624 -0.0017 0.0300 1.0000 16.500 1.4145 0.06718 0.06234 -0.0018 0.0294 1.0000 17.000 1.3902 0.07655 0.07202 -0.0033 0.0288 1.0000 17.500 1.3503 0.08939 0.08532 -0.0087 0.0286 1.0000 18.000 1.2947 0.10700 0.10342 -0.0183 0.0284 1.0000 18.500 1.1931 0.13812 0.13512 -0.0388 0.0287 1.0000 20.500 0.6730 0.21695 0.21462 -0.0609 0.0295 1.0000 21.000 0.6867 0.22100 0.21869 -0.0618 0.0290 1.0000 21.500 0.6797 0.22998 0.22769 -0.0667 0.0273 1.0000 22.000 0.6869 0.23513 0.23287 -0.0690 0.0258 1.0000 22.500 0.6969 0.23948 0.23723 -0.0707 0.0251 1.0000 23.000 0.7022 0.24581 0.24358 -0.0731 0.0247 1.0000 23.500 0.7023 0.25346 0.25126 -0.0769 0.0228 1.0000 24.000 0.7091 0.25869 0.25651 -0.0793 0.0219 1.0000 24.500 0.7180 0.26326 0.26110 -0.0811 0.0213 1.0000 25.000 0.7191 0.27104 0.26891 -0.0845 0.0207 1.0000 25.500 0.7240 0.27743 0.27532 -0.0873 0.0192 1.0000 26.000 0.7301 0.28275 0.28067 -0.0897 0.0184 1.0000 26.500 0.7374 0.28753 0.28547 -0.0918 0.0179 1.0000 27.000 0.7392 0.29537 0.29334 -0.0950 0.0174 1.0000 27.500 0.7435 0.30193 0.29993 -0.0977 0.0160 1.0000 28.000 0.7487 0.30738 0.30540 -0.1002 0.0152 1.0000 29.000 0.7562 0.32059 0.31866 -0.1055 0.0142 1.0000 29.500 0.7602 0.32694 0.32504 -0.1081 0.0129 1.0000 30.000 0.7646 0.33218 0.33031 -0.1106 0.0122 1.0000 30.500 0.7692 0.33761 0.33576 -0.1128 0.0119 1.0000 31.000 0.7703 0.34640 0.34458 -0.1159 0.0107 1.0000 31.500 0.7737 0.35210 0.35031 -0.1185 0.0099 1.0000 32.500 0.7786 0.36544 0.36369 -0.1237 0.0092 1.0000 33.000 0.7810 0.37219 0.37047 -0.1263 0.0081 1.0000 33.500 0.7834 0.37778 0.37609 -0.1289 0.0075 1.0000 34.500 0.7866 0.39047 0.38883 -0.1340 0.0071 1.0000 35.000 0.7880 0.39791 0.39630 -0.1365 0.0063 1.0000 35.500 0.7894 0.40366 0.40207 -0.1391 0.0057 1.0000 36.000 0.7904 0.40869 0.40713 -0.1417 0.0054 1.0000 37.000 0.7913 0.42251 0.42100 -0.1466 0.0050 1.0000 37.500 0.7916 0.42899 0.42750 -0.1491 0.0044 1.0000 38.000 0.7917 0.43443 0.43298 -0.1516 0.0039 1.0000 38.500 0.7914 0.43900 0.43758 -0.1542 0.0037 1.0000 39.500 0.7900 0.45218 0.45080 -0.1590 0.0034 1.0000 40.000 0.7893 0.45841 0.45706 -0.1614 0.0030 1.0000 40.500 0.7881 0.46372 0.46240 -0.1639 0.0026 1.0000 41.000 0.7866 0.46827 0.46698 -0.1664 0.0024 1.0000 42.000 0.7827 0.47909 0.47784 -0.1712 0.0022 1.0000 42.500 0.7809 0.48526 0.48403 -0.1734 0.0020 1.0000 43.000 0.7786 0.49037 0.48917 -0.1757 0.0017 1.0000 43.500 0.7760 0.49480 0.49364 -0.1781 0.0015 1.0000 44.000 0.7730 0.49857 0.49743 -0.1806 0.0013 1.0000 45.000 0.7664 0.50809 0.50700 -0.1851 0.0012 1.0000 45.500 0.7632 0.51332 0.51225 -0.1872 0.0011 1.0000 46.000 0.7596 0.51760 0.51656 -0.1894 0.0009 1.0000 46.500 0.7556 0.52128 0.52026 -0.1916 0.0007 1.0000 47.000 0.7513 0.52432 0.52333 -0.1939 0.0006 1.0000 47.500 0.7465 0.52659 0.52563 -0.1963 0.0006 1.0000 48.500 0.7375 0.53523 0.53431 -0.2004 0.0005 1.0000 49.000 0.7328 0.53894 0.53805 -0.2024 0.0004 1.0000 49.500 0.7277 0.54181 0.54094 -0.2044 0.0003 1.0000 50.000 0.7222 0.54416 0.54332 -0.2065 0.0002 1.0000 50.500 0.7166 0.54598 0.54517 -0.2087 0.0002 1.0000 51.000 0.7103 0.54700 0.54621 -0.2109 0.0001 1.0000 51.500 0.7048 0.55079 0.55002 -0.2126 0.0001 1.0000 52.000 0.6989 0.55312 0.55237 -0.2145 0.0001 1.0000 53.000 0.6861 0.55613 0.55542 -0.2184 0.0000 1.0000 53.500 0.6796 0.55784 0.55715 -0.2202 0.0000 1.0000 54.000 0.6728 0.55867 0.55801 -0.2220 0.0000 1.0000 54.500 0.6656 0.55862 0.55798 -0.2240 0.0000 1.0000 55.500 0.6515 0.56090 0.56030 -0.2274 0.0000 1.0000 56.000 0.6442 0.56148 0.56090 -0.2291 0.0000 1.0000 56.500 0.6367 0.56164 0.56108 -0.2308 0.0000 1.0000 57.000 0.6290 0.56132 0.56079 -0.2325 0.0000 1.0000 57.500 0.6212 0.56062 0.56010 -0.2342 0.0000 1.0000 58.000 0.6131 0.55941 0.55891 -0.2359 0.0001 1.0000 58.500 0.6047 0.55753 0.55705 -0.2376 0.0001 1.0000 60.000 0.5801 0.55504 0.55461 -0.2420 0.0001 1.0000