XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK X 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 0.3121 0.00840 0.00261 -0.0744 0.7029 0.4832 0.500 0.3594 0.00778 0.00266 -0.0722 0.6831 0.6889 1.000 0.4056 0.00743 0.00283 -0.0690 0.6616 0.8720 1.500 0.4734 0.00761 0.00300 -0.0702 0.6376 0.9572 2.000 0.5591 0.00787 0.00311 -0.0758 0.6095 0.9856 2.500 0.6460 0.00808 0.00316 -0.0822 0.5802 0.9983 3.000 0.6993 0.00829 0.00322 -0.0815 0.5533 1.0000 3.500 0.7445 0.00855 0.00335 -0.0792 0.5242 1.0000 4.000 0.7885 0.00889 0.00354 -0.0765 0.4928 1.0000 4.500 0.8322 0.00927 0.00377 -0.0739 0.4628 1.0000 5.000 0.8746 0.00972 0.00406 -0.0709 0.4257 1.0000 5.500 0.9170 0.01023 0.00442 -0.0681 0.3934 1.0000 6.000 0.9596 0.01080 0.00483 -0.0653 0.3588 1.0000 6.500 1.0024 0.01143 0.00531 -0.0627 0.3264 1.0000 7.000 1.0447 0.01213 0.00585 -0.0601 0.2912 1.0000 7.500 1.0871 0.01286 0.00646 -0.0576 0.2618 1.0000 8.000 1.1283 0.01364 0.00712 -0.0550 0.2351 1.0000 8.500 1.1692 0.01443 0.00782 -0.0524 0.2107 1.0000 9.000 1.2064 0.01529 0.00861 -0.0492 0.1900 1.0000 9.500 1.2416 0.01623 0.00948 -0.0459 0.1699 1.0000 10.000 1.2764 0.01726 0.01047 -0.0427 0.1502 1.0000 10.500 1.3071 0.01857 0.01169 -0.0392 0.1230 1.0000 11.000 1.3218 0.02096 0.01374 -0.0342 0.0730 1.0000 11.500 1.3335 0.02374 0.01637 -0.0295 0.0493 1.0000 12.000 1.3518 0.02624 0.01891 -0.0261 0.0427 1.0000 12.500 1.3659 0.02925 0.02200 -0.0228 0.0389 1.0000 13.000 1.3797 0.03247 0.02533 -0.0203 0.0370 1.0000 13.500 1.3840 0.03676 0.02975 -0.0179 0.0356 1.0000 14.000 1.3928 0.04093 0.03408 -0.0163 0.0337 1.0000 14.500 1.3946 0.04600 0.03930 -0.0151 0.0328 1.0000 15.000 1.3858 0.05256 0.04599 -0.0145 0.0318 1.0000 15.500 1.3848 0.05863 0.05224 -0.0145 0.0310 1.0000 16.000 1.3832 0.06502 0.05881 -0.0149 0.0304 1.0000 16.500 1.3801 0.07175 0.06571 -0.0157 0.0297 1.0000 17.000 1.3768 0.07871 0.07281 -0.0169 0.0290 1.0000 17.500 1.3729 0.08566 0.07985 -0.0181 0.0283 1.0000 18.000 1.3719 0.09189 0.08617 -0.0187 0.0276 1.0000 18.500 1.3706 0.09894 0.09342 -0.0206 0.0272 1.0000 19.000 1.3692 0.10599 0.10065 -0.0226 0.0267 1.0000 19.500 1.3690 0.11277 0.10760 -0.0246 0.0262 1.0000 20.000 1.3679 0.11989 0.11489 -0.0271 0.0257 1.0000 20.500 1.3672 0.12702 0.12216 -0.0300 0.0252 1.0000 21.000 1.3692 0.13356 0.12880 -0.0327 0.0247 1.0000 21.500 1.3778 0.13796 0.13324 -0.0335 0.0240 1.0000 22.000 1.3619 0.14882 0.14440 -0.0402 0.0237 1.0000 22.500 1.3388 0.16159 0.15750 -0.0486 0.0232 1.0000 23.000 1.3164 0.17469 0.17091 -0.0575 0.0225 1.0000 23.500 1.2801 0.19142 0.18803 -0.0692 0.0227 1.0000