XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CAP 21 (TraCFoil) 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 0.0860 0.01438 0.00603 -0.0148 0.2367 0.2183 0.500 0.1430 0.01408 0.00576 -0.0142 0.2340 0.2264 1.000 0.2001 0.01402 0.00575 -0.0135 0.2301 0.2319 1.500 0.2574 0.01399 0.00574 -0.0129 0.2249 0.2375 2.000 0.3145 0.01407 0.00585 -0.0122 0.2202 0.2437 2.500 0.3716 0.01418 0.00595 -0.0116 0.2156 0.2497 3.000 0.4286 0.01434 0.00608 -0.0110 0.2099 0.2537 3.500 0.4835 0.01518 0.00698 -0.0102 0.2019 0.2630 4.000 0.5390 0.01576 0.00774 -0.0096 0.1981 0.2797 5.000 0.6514 0.01471 0.00776 -0.0085 0.1927 0.5763 5.500 0.6970 0.01389 0.00804 -0.0045 0.1885 0.9803 6.000 0.7711 0.01407 0.00817 -0.0074 0.1832 0.9995 6.500 0.8227 0.01423 0.00824 -0.0058 0.1787 0.9995 7.000 0.8740 0.01465 0.00857 -0.0042 0.1726 0.9995 7.500 0.9233 0.01583 0.00981 -0.0027 0.1654 0.9995 8.000 0.9776 0.01585 0.00983 -0.0016 0.1627 0.9995 8.500 1.0312 0.01610 0.01010 -0.0005 0.1584 0.9995 9.000 1.0849 0.01629 0.01026 0.0006 0.1530 0.9995 9.500 1.1376 0.01655 0.01042 0.0017 0.1463 0.9995 10.000 1.1847 0.01791 0.01181 0.0032 0.1379 0.9995 10.500 1.2372 0.01825 0.01223 0.0042 0.1352 0.9995 11.000 1.2883 0.01876 0.01282 0.0053 0.1307 0.9995 11.500 1.3374 0.01943 0.01349 0.0066 0.1257 0.9995 12.000 1.3824 0.02045 0.01447 0.0083 0.1197 0.9995 12.500 1.4206 0.02227 0.01643 0.0104 0.1139 0.9995 13.000 1.4644 0.02323 0.01755 0.0120 0.1118 0.9995 13.500 1.5041 0.02442 0.01888 0.0140 0.1087 0.9995 14.000 1.5381 0.02579 0.02036 0.0163 0.1052 0.9995 14.500 1.5617 0.02759 0.02222 0.0195 0.1016 0.9995 15.000 1.5691 0.03071 0.02546 0.0225 0.0975 0.9995 15.500 1.5517 0.03686 0.03192 0.0234 0.0937 0.9995 16.000 1.5476 0.04338 0.03873 0.0203 0.0928 0.9995 16.500 1.4978 0.05833 0.05412 0.0096 0.0916 0.9995 17.000 1.0067 0.14693 0.14374 -0.0472 0.0793 0.9995 17.500 0.8725 0.18929 0.18623 -0.0738 0.0691 0.9995 18.000 0.8711 0.20035 0.19733 -0.0808 0.0696 0.9995 18.500 0.8813 0.20848 0.20549 -0.0851 0.0735 0.9995 19.000 0.8998 0.21668 0.21373 -0.0866 0.0759 0.9995 19.500 0.9140 0.22331 0.22038 -0.0911 0.0758 0.9995 20.000 0.9184 0.22902 0.22612 -0.1002 0.0707 0.9995 20.500 0.9396 0.23248 0.22958 -0.1030 0.0660 0.9995 21.000 0.9653 0.23443 0.23154 -0.1042 0.0639 0.9995 21.500 0.9948 0.23583 0.23296 -0.1040 0.0626 0.9995 22.000 0.6696 0.23131 0.22881 -0.0632 0.0611 0.9995 22.500 0.6616 0.23554 0.23309 -0.0680 0.0530 0.9995 23.000 0.6810 0.23645 0.23400 -0.0685 0.0505 0.9995 23.500 0.6768 0.24334 0.24093 -0.0719 0.0423 0.9995 24.000 0.6962 0.24366 0.24127 -0.0727 0.0397 0.9995 24.500 1.0922 0.26082 0.25806 -0.1297 0.0393 0.9995 25.000 0.7066 0.25255 0.25020 -0.0774 0.0310 0.9995 25.500 0.7223 0.25351 0.25117 -0.0787 0.0300 0.9995 26.000 0.7031 0.26678 0.26449 -0.0827 0.0256 0.9995 26.500 0.7084 0.27150 0.26923 -0.0849 0.0240 0.9995 27.000 0.7239 0.27189 0.26964 -0.0864 0.0228 0.9995 27.500 0.7175 0.28121 0.27899 -0.0893 0.0211 0.9995 28.000 0.7193 0.28744 0.28524 -0.0915 0.0215 0.9995 28.500 1.1890 0.30732 0.30471 -0.1729 0.0176 0.9995 29.000 1.2034 0.31070 0.30810 -0.1772 0.0170 0.9995 29.500 1.2175 0.31391 0.31133 -0.1816 0.0164 0.9995 30.000 1.2236 0.32351 0.32095 -0.1890 0.0159 0.9995 31.000 1.2411 0.34338 0.34086 -0.2036 0.0180 0.9995 31.500 1.2544 0.34633 0.34382 -0.2081 0.0172 0.9995 32.000 1.2670 0.34920 0.34672 -0.2123 0.0168 0.9995 32.500 1.2783 0.35338 0.35090 -0.2161 0.0161 0.9995 33.000 1.2890 0.35865 0.35619 -0.2218 0.0161 0.9995