XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK Y 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 0.3805 0.00677 0.00243 -0.0801 0.7188 0.9218 0.500 0.4755 0.00690 0.00244 -0.0879 0.6985 0.9907 1.000 0.5457 0.00702 0.00238 -0.0910 0.6751 1.0000 1.500 0.5956 0.00717 0.00238 -0.0897 0.6517 1.0000 2.000 0.6449 0.00736 0.00243 -0.0882 0.6266 1.0000 2.500 0.6935 0.00760 0.00251 -0.0866 0.5986 1.0000 3.000 0.7415 0.00787 0.00266 -0.0849 0.5647 1.0000 3.500 0.7885 0.00824 0.00286 -0.0830 0.5273 1.0000 4.000 0.8344 0.00872 0.00313 -0.0809 0.4795 1.0000 4.500 0.8784 0.00938 0.00349 -0.0787 0.4230 1.0000 5.000 0.9238 0.01004 0.00392 -0.0768 0.3810 1.0000 5.500 0.9717 0.01060 0.00438 -0.0754 0.3554 1.0000 6.000 1.0199 0.01116 0.00489 -0.0741 0.3374 1.0000 6.500 1.0679 0.01173 0.00542 -0.0727 0.3208 1.0000 7.000 1.1167 0.01222 0.00595 -0.0716 0.3041 1.0000 7.500 1.1640 0.01277 0.00650 -0.0702 0.2830 1.0000 8.000 1.2097 0.01340 0.00709 -0.0686 0.2584 1.0000 8.500 1.2534 0.01412 0.00774 -0.0668 0.2215 1.0000 9.000 1.2867 0.01550 0.00879 -0.0635 0.1635 1.0000 9.500 1.3151 0.01700 0.01011 -0.0595 0.1251 1.0000 10.000 1.3428 0.01850 0.01149 -0.0555 0.1003 1.0000 10.500 1.3707 0.02002 0.01298 -0.0518 0.0815 1.0000 11.000 1.3927 0.02199 0.01480 -0.0477 0.0518 1.0000 11.500 1.3957 0.02540 0.01801 -0.0421 0.0218 1.0000 12.000 1.4081 0.02839 0.02116 -0.0383 0.0186 1.0000 12.500 1.4176 0.03186 0.02482 -0.0349 0.0169 1.0000 13.000 1.4200 0.03625 0.02940 -0.0320 0.0157 1.0000 13.500 1.4136 0.04188 0.03524 -0.0298 0.0151 1.0000 14.000 1.4107 0.04761 0.04120 -0.0286 0.0145 1.0000 14.500 1.4019 0.05446 0.04828 -0.0283 0.0140 1.0000 15.000 1.3894 0.06228 0.05630 -0.0289 0.0136 1.0000 15.500 1.3736 0.07092 0.06512 -0.0302 0.0132 1.0000 16.000 1.3560 0.07995 0.07430 -0.0318 0.0129 1.0000 16.500 1.3452 0.08811 0.08262 -0.0332 0.0126 1.0000 17.000 1.3386 0.09617 0.09089 -0.0352 0.0124 1.0000 17.500 1.3327 0.10417 0.09909 -0.0374 0.0121 1.0000 18.000 1.3277 0.11211 0.10722 -0.0399 0.0117 1.0000 18.500 1.3240 0.11985 0.11512 -0.0425 0.0113 1.0000 19.000 1.3215 0.12745 0.12287 -0.0454 0.0110 1.0000 19.500 1.3226 0.13415 0.12969 -0.0478 0.0107 1.0000 20.000 1.3299 0.13880 0.13441 -0.0483 0.0104 1.0000 20.500 1.3189 0.14879 0.14468 -0.0539 0.0103 1.0000 21.000 1.3046 0.16020 0.15638 -0.0614 0.0103 1.0000 21.500 1.2878 0.17265 0.16912 -0.0699 0.0102 1.0000 22.000 1.2703 0.18581 0.18258 -0.0793 0.0102 1.0000 22.500 1.2495 0.20081 0.19786 -0.0904 0.0103 1.0000 23.000 1.2261 0.21765 0.21496 -0.1027 0.0103 1.0000