XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BOEING 106 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 0.3313 0.00722 0.00266 -0.0594 0.6703 0.9327 0.500 0.4005 0.00747 0.00275 -0.0617 0.6483 0.9644 1.000 0.4828 0.00770 0.00280 -0.0672 0.6255 0.9791 1.500 0.5717 0.00792 0.00284 -0.0743 0.6017 0.9937 2.000 0.6456 0.00806 0.00286 -0.0785 0.5791 1.0000 2.500 0.6933 0.00826 0.00294 -0.0772 0.5584 1.0000 3.000 0.7401 0.00850 0.00308 -0.0756 0.5366 1.0000 3.500 0.7861 0.00877 0.00327 -0.0737 0.5130 1.0000 4.000 0.8287 0.00912 0.00345 -0.0712 0.4751 1.0000 4.500 0.8699 0.00955 0.00369 -0.0685 0.4314 1.0000 5.000 0.9087 0.01014 0.00402 -0.0654 0.3794 1.0000 6.000 0.9737 0.01217 0.00517 -0.0574 0.2260 1.0000 6.500 0.9981 0.01388 0.00633 -0.0525 0.1313 1.0000 7.000 1.0341 0.01492 0.00716 -0.0494 0.0944 1.0000 7.500 1.0433 0.01740 0.00903 -0.0424 0.0053 1.0000 8.000 1.0793 0.01825 0.00992 -0.0396 0.0034 1.0000 8.500 1.1144 0.01924 0.01096 -0.0368 0.0031 1.0000 9.000 1.1475 0.02041 0.01225 -0.0341 0.0029 1.0000 9.500 1.1785 0.02179 0.01374 -0.0314 0.0029 1.0000 10.000 1.2073 0.02340 0.01550 -0.0287 0.0029 1.0000 10.500 1.2336 0.02531 0.01758 -0.0262 0.0029 1.0000 11.000 1.2562 0.02761 0.02007 -0.0237 0.0029 1.0000 11.500 1.2746 0.03041 0.02311 -0.0213 0.0029 1.0000 12.000 1.2887 0.03376 0.02669 -0.0192 0.0030 1.0000 12.500 1.2991 0.03765 0.03080 -0.0174 0.0030 1.0000 13.000 1.3051 0.04218 0.03556 -0.0160 0.0031 1.0000 13.500 1.3069 0.04743 0.04103 -0.0151 0.0031 1.0000 14.000 1.3055 0.05342 0.04725 -0.0149 0.0032 1.0000 14.500 1.3004 0.06024 0.05430 -0.0154 0.0032 1.0000 15.000 1.2926 0.06776 0.06204 -0.0164 0.0033 1.0000 15.500 1.2821 0.07596 0.07050 -0.0181 0.0033 1.0000 16.000 1.2695 0.08479 0.07956 -0.0203 0.0034 1.0000 16.500 1.2553 0.09414 0.08914 -0.0230 0.0034 1.0000 17.000 1.2404 0.10389 0.09911 -0.0262 0.0035 1.0000 17.500 1.2260 0.11385 0.10929 -0.0299 0.0036 1.0000 18.000 1.2125 0.12391 0.11956 -0.0340 0.0037 1.0000 18.500 1.2006 0.13397 0.12983 -0.0385 0.0038 1.0000 19.000 1.1902 0.14399 0.14006 -0.0434 0.0039 1.0000 19.500 1.1815 0.15396 0.15024 -0.0487 0.0040 1.0000 20.000 1.1731 0.16425 0.16075 -0.0546 0.0042 1.0000 20.500 1.1642 0.17497 0.17169 -0.0612 0.0043 1.0000 21.000 1.1540 0.18657 0.18351 -0.0686 0.0045 1.0000 21.500 1.1411 0.19954 0.19672 -0.0772 0.0046 1.0000 22.000 1.1232 0.21490 0.21231 -0.0875 0.0047 1.0000 22.500 1.0917 0.23739 0.23502 -0.1016 0.0049 1.0000 23.000 0.7552 0.21817 0.21607 -0.0613 0.0045 1.0000