XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK W 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 0.4030 0.00831 0.00241 -0.0854 0.7582 0.3923 0.500 0.4557 0.00815 0.00233 -0.0845 0.7361 0.4393 1.000 0.5017 0.00692 0.00252 -0.0817 0.7122 0.9314 1.500 0.6105 0.00719 0.00261 -0.0925 0.6814 0.9937 2.000 0.6776 0.00738 0.00264 -0.0949 0.6467 1.0000 2.500 0.7237 0.00767 0.00272 -0.0928 0.6085 1.0000 3.000 0.7679 0.00803 0.00287 -0.0903 0.5640 1.0000 3.500 0.8014 0.00882 0.00312 -0.0857 0.4695 1.0000 4.000 0.8414 0.00939 0.00344 -0.0826 0.4200 1.0000 4.500 0.8770 0.01020 0.00382 -0.0787 0.3477 1.0000 5.000 0.9175 0.01081 0.00422 -0.0757 0.3044 1.0000 5.500 0.9520 0.01190 0.00480 -0.0720 0.2206 1.0000 6.000 0.9808 0.01358 0.00581 -0.0675 0.1106 1.0000 6.500 1.0129 0.01511 0.00691 -0.0637 0.0414 1.0000 7.000 1.0516 0.01613 0.00781 -0.0609 0.0215 1.0000 7.500 1.0880 0.01724 0.00886 -0.0577 0.0036 1.0000 8.000 1.1258 0.01808 0.00978 -0.0547 0.0033 1.0000 8.500 1.1617 0.01905 0.01083 -0.0516 0.0032 1.0000 9.000 1.1953 0.02018 0.01209 -0.0483 0.0031 1.0000 9.500 1.2262 0.02152 0.01356 -0.0449 0.0031 1.0000 10.000 1.2542 0.02308 0.01527 -0.0413 0.0031 1.0000 10.500 1.2794 0.02490 0.01726 -0.0378 0.0032 1.0000 11.000 1.3017 0.02702 0.01956 -0.0343 0.0032 1.0000 11.500 1.3210 0.02949 0.02220 -0.0311 0.0033 1.0000 12.000 1.3374 0.03237 0.02528 -0.0281 0.0033 1.0000 12.500 1.3498 0.03578 0.02889 -0.0254 0.0034 1.0000 13.000 1.3576 0.03987 0.03319 -0.0232 0.0035 1.0000 13.500 1.3600 0.04482 0.03837 -0.0216 0.0036 1.0000 14.000 1.3565 0.05083 0.04460 -0.0208 0.0037 1.0000 14.500 1.3483 0.05798 0.05199 -0.0210 0.0038 1.0000 15.000 1.3359 0.06624 0.06049 -0.0223 0.0038 1.0000 15.500 1.3202 0.07548 0.06998 -0.0245 0.0039 1.0000 16.000 1.3022 0.08549 0.08022 -0.0274 0.0040 1.0000 16.500 1.2835 0.09586 0.09081 -0.0307 0.0040 1.0000 17.000 1.2659 0.10629 0.10145 -0.0343 0.0041 1.0000 17.500 1.2494 0.11667 0.11202 -0.0382 0.0042 1.0000 18.000 1.2368 0.12652 0.12204 -0.0422 0.0042 1.0000 18.500 1.2280 0.13576 0.13142 -0.0461 0.0043 1.0000 19.000 1.2251 0.14344 0.13919 -0.0491 0.0044 1.0000 19.500 1.2224 0.15223 0.14814 -0.0537 0.0045 1.0000 20.000 1.2172 0.16217 0.15828 -0.0595 0.0046 1.0000 20.500 1.2105 0.17273 0.16907 -0.0660 0.0047 1.0000 21.000 1.2016 0.18418 0.18077 -0.0733 0.0048 1.0000 21.500 1.1913 0.19647 0.19332 -0.0813 0.0050 1.0000 22.000 1.1740 0.21178 0.20892 -0.0915 0.0051 1.0000 22.500 1.1492 0.23135 0.22877 -0.1042 0.0053 1.0000