XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK V 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 0.3391 0.00743 0.00277 -0.0873 0.7955 0.6877 0.500 0.3865 0.00713 0.00286 -0.0846 0.7752 0.8248 1.000 0.4392 0.00717 0.00299 -0.0827 0.7511 0.9088 1.500 0.5031 0.00739 0.00312 -0.0834 0.7251 0.9521 2.000 0.5808 0.00769 0.00327 -0.0874 0.6934 0.9767 2.500 0.6653 0.00797 0.00339 -0.0932 0.6613 0.9902 3.000 0.7483 0.00822 0.00348 -0.0990 0.6269 0.9997 3.500 0.7887 0.00848 0.00358 -0.0957 0.5919 1.0000 4.000 0.8260 0.00879 0.00375 -0.0918 0.5576 1.0000 4.500 0.8597 0.00919 0.00397 -0.0871 0.5150 1.0000 5.000 0.8906 0.00971 0.00425 -0.0818 0.4647 1.0000 5.500 0.9195 0.01034 0.00462 -0.0762 0.4102 1.0000 6.000 0.9506 0.01105 0.00508 -0.0712 0.3605 1.0000 6.500 0.9847 0.01179 0.00562 -0.0669 0.3180 1.0000 7.000 1.0180 0.01256 0.00620 -0.0625 0.2816 1.0000 7.500 1.0519 0.01341 0.00686 -0.0585 0.2419 1.0000 8.000 1.0879 0.01427 0.00758 -0.0550 0.2098 1.0000 8.500 1.1238 0.01520 0.00840 -0.0516 0.1830 1.0000 9.000 1.1593 0.01619 0.00930 -0.0483 0.1612 1.0000 9.500 1.1939 0.01726 0.01030 -0.0451 0.1401 1.0000 10.000 1.2273 0.01843 0.01141 -0.0418 0.1202 1.0000 10.500 1.2586 0.01976 0.01267 -0.0384 0.0995 1.0000 11.000 1.2855 0.02140 0.01422 -0.0347 0.0802 1.0000 11.500 1.3088 0.02333 0.01612 -0.0308 0.0661 1.0000 12.000 1.3297 0.02550 0.01829 -0.0270 0.0545 1.0000 12.500 1.3497 0.02784 0.02066 -0.0235 0.0471 1.0000 13.000 1.3668 0.03050 0.02340 -0.0201 0.0429 1.0000 13.500 1.3800 0.03362 0.02662 -0.0170 0.0396 1.0000 14.000 1.3887 0.03732 0.03041 -0.0141 0.0373 1.0000 14.500 1.3967 0.04132 0.03458 -0.0118 0.0356 1.0000 15.000 1.4028 0.04581 0.03921 -0.0101 0.0342 1.0000 15.500 1.4006 0.05138 0.04489 -0.0089 0.0330 1.0000 16.000 1.4018 0.05694 0.05064 -0.0082 0.0321 1.0000 16.500 1.4034 0.06275 0.05666 -0.0083 0.0309 1.0000 17.000 1.4011 0.06922 0.06328 -0.0087 0.0299 1.0000 17.500 1.3963 0.07610 0.07029 -0.0095 0.0292 1.0000 18.000 1.3903 0.08308 0.07740 -0.0104 0.0285 1.0000 18.500 1.3852 0.09058 0.08514 -0.0122 0.0279 1.0000 19.000 1.3784 0.09857 0.09335 -0.0148 0.0271 1.0000 19.500 1.3718 0.10643 0.10139 -0.0174 0.0264 1.0000 20.000 1.3669 0.11417 0.10925 -0.0203 0.0257 1.0000 20.500 1.3667 0.12065 0.11581 -0.0222 0.0252 1.0000 21.000 1.3573 0.12918 0.12456 -0.0259 0.0247 1.0000 21.500 1.3425 0.13940 0.13506 -0.0316 0.0244 1.0000 22.000 1.3234 0.15086 0.14681 -0.0385 0.0239 1.0000 22.500 1.3037 0.16284 0.15907 -0.0461 0.0234 1.0000 23.000 1.2794 0.17631 0.17282 -0.0552 0.0231 1.0000