XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK K 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 0.3151 0.01093 0.00361 -0.0724 0.6841 0.0673 0.500 0.3688 0.01070 0.00333 -0.0715 0.6605 0.0696 1.000 0.4222 0.01047 0.00305 -0.0705 0.6368 0.0732 1.500 0.4758 0.01034 0.00286 -0.0695 0.6119 0.0815 2.000 0.5267 0.00983 0.00284 -0.0684 0.5877 0.2516 2.500 0.5673 0.00851 0.00301 -0.0654 0.5617 0.7244 3.000 0.6314 0.00838 0.00338 -0.0656 0.5336 0.9648 3.500 0.7299 0.00879 0.00359 -0.0742 0.5002 0.9983 4.000 0.7807 0.00913 0.00376 -0.0730 0.4703 1.0000 4.500 0.8241 0.00949 0.00398 -0.0702 0.4385 1.0000 5.000 0.8667 0.00994 0.00425 -0.0673 0.4046 1.0000 5.500 0.9073 0.01050 0.00460 -0.0640 0.3643 1.0000 6.000 0.9485 0.01113 0.00503 -0.0610 0.3261 1.0000 7.000 1.0321 0.01257 0.00609 -0.0555 0.2621 1.0000 7.500 1.0750 0.01328 0.00670 -0.0531 0.2415 1.0000 8.000 1.1183 0.01397 0.00732 -0.0507 0.2240 1.0000 8.500 1.1606 0.01468 0.00799 -0.0483 0.2091 1.0000 9.000 1.1996 0.01546 0.00873 -0.0453 0.1949 1.0000 9.500 1.2383 0.01621 0.00949 -0.0424 0.1809 1.0000 10.000 1.2751 0.01711 0.01036 -0.0394 0.1641 1.0000 10.500 1.3101 0.01816 0.01137 -0.0364 0.1456 1.0000 11.000 1.3390 0.01961 0.01272 -0.0330 0.1201 1.0000 11.500 1.3593 0.02172 0.01466 -0.0289 0.0914 1.0000 12.000 1.3766 0.02416 0.01704 -0.0250 0.0769 1.0000 12.500 1.3943 0.02674 0.01965 -0.0218 0.0703 1.0000 13.000 1.4103 0.02964 0.02263 -0.0190 0.0655 1.0000 13.500 1.4195 0.03330 0.02635 -0.0164 0.0627 1.0000 14.000 1.4331 0.03678 0.02997 -0.0145 0.0600 1.0000 14.500 1.4355 0.04149 0.03477 -0.0128 0.0580 1.0000 15.000 1.4420 0.04605 0.03949 -0.0116 0.0562 1.0000 15.500 1.4468 0.05105 0.04464 -0.0110 0.0543 1.0000 16.000 1.4432 0.05704 0.05068 -0.0107 0.0526 1.0000 16.500 1.4476 0.06259 0.05645 -0.0110 0.0510 1.0000 17.500 1.4477 0.07491 0.06902 -0.0123 0.0482 1.0000 18.000 1.4476 0.08106 0.07529 -0.0130 0.0470 1.0000 18.500 1.4451 0.08806 0.08251 -0.0148 0.0458 1.0000 19.000 1.4429 0.09505 0.08965 -0.0167 0.0444 1.0000 19.500 1.4443 0.10126 0.09589 -0.0182 0.0430 1.0000 20.000 1.4380 0.10901 0.10386 -0.0209 0.0419 1.0000 20.500 1.4311 0.11710 0.11217 -0.0241 0.0408 1.0000 21.000 1.4264 0.12497 0.12017 -0.0277 0.0394 1.0000 21.500 1.4354 0.12976 0.12494 -0.0291 0.0382 1.0000 22.000 1.4188 0.14011 0.13560 -0.0349 0.0373 1.0000 22.500 1.4053 0.15010 0.14583 -0.0408 0.0361 1.0000 23.000 1.4026 0.15799 0.15384 -0.0455 0.0350 1.0000 23.500 1.4048 0.16462 0.16051 -0.0495 0.0337 1.0000 24.000 1.3798 0.17775 0.17399 -0.0586 0.0326 1.0000 25.000 1.3745 0.19430 0.19073 -0.0706 0.0302 1.0000