XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK-Y 11.7% smoothed 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 0.4405 0.00688 0.00255 -0.0900 0.7225 0.9527 0.500 0.5332 0.00720 0.00267 -0.0974 0.6999 0.9841 1.000 0.6268 0.00735 0.00266 -0.1054 0.6739 0.9991 1.500 0.6729 0.00747 0.00264 -0.1034 0.6481 1.0000 2.000 0.7141 0.00763 0.00266 -0.1003 0.6201 1.0000 2.500 0.7548 0.00787 0.00275 -0.0970 0.5899 1.0000 3.000 0.7954 0.00814 0.00289 -0.0938 0.5576 1.0000 3.500 0.8351 0.00849 0.00309 -0.0903 0.5222 1.0000 4.000 0.8730 0.00893 0.00335 -0.0865 0.4834 1.0000 4.500 0.9096 0.00945 0.00368 -0.0826 0.4377 1.0000 5.000 0.9458 0.01003 0.00406 -0.0786 0.3979 1.0000 5.500 0.9829 0.01060 0.00449 -0.0749 0.3647 1.0000 6.000 1.0202 0.01118 0.00496 -0.0713 0.3395 1.0000 6.500 1.0590 0.01170 0.00543 -0.0679 0.3170 1.0000 7.000 1.0970 0.01224 0.00595 -0.0645 0.2986 1.0000 7.500 1.1338 0.01279 0.00650 -0.0609 0.2811 1.0000 8.000 1.1666 0.01335 0.00706 -0.0565 0.2613 1.0000 8.500 1.1982 0.01401 0.00769 -0.0521 0.2385 1.0000 9.000 1.2261 0.01491 0.00848 -0.0474 0.1992 1.0000 10.000 1.2536 0.01865 0.01161 -0.0349 0.0976 1.0000 10.500 1.2760 0.02023 0.01325 -0.0305 0.0867 1.0000 11.000 1.2927 0.02225 0.01532 -0.0258 0.0784 1.0000 11.500 1.3172 0.02393 0.01713 -0.0225 0.0726 1.0000 12.000 1.3254 0.02684 0.02010 -0.0181 0.0663 1.0000 12.500 1.3509 0.02871 0.02215 -0.0157 0.0622 1.0000 13.000 1.3666 0.03145 0.02498 -0.0131 0.0577 1.0000 13.500 1.3738 0.03508 0.02876 -0.0104 0.0536 1.0000 14.000 1.3910 0.03806 0.03192 -0.0088 0.0500 1.0000 14.500 1.3967 0.04231 0.03627 -0.0073 0.0462 1.0000 15.000 1.4002 0.04705 0.04120 -0.0062 0.0431 1.0000 15.500 1.4107 0.05139 0.04571 -0.0059 0.0395 1.0000 16.000 1.4003 0.05829 0.05271 -0.0061 0.0364 1.0000 16.500 1.4030 0.06403 0.05869 -0.0068 0.0338 1.0000 17.000 1.3982 0.07100 0.06581 -0.0081 0.0312 1.0000 17.500 1.3809 0.07976 0.07472 -0.0102 0.0287 1.0000 18.000 1.3723 0.08773 0.08292 -0.0124 0.0268 1.0000 18.500 1.3577 0.09678 0.09214 -0.0153 0.0249 1.0000 19.000 1.3349 0.10696 0.10243 -0.0188 0.0233 1.0000 19.500 1.3236 0.11595 0.11167 -0.0223 0.0220 1.0000 20.000 1.3091 0.12551 0.12142 -0.0264 0.0207 1.0000 20.500 1.2945 0.13523 0.13127 -0.0309 0.0196 1.0000 21.000 1.2800 0.14498 0.14112 -0.0357 0.0183 1.0000 21.500 1.2669 0.15498 0.15136 -0.0411 0.0175 1.0000 22.000 1.2543 0.16518 0.16176 -0.0470 0.0167 1.0000 22.500 1.2427 0.17547 0.17219 -0.0533 0.0158 1.0000 23.000 1.2330 0.18542 0.18225 -0.0596 0.0151 1.0000 23.500 1.2173 0.19696 0.19395 -0.0670 0.0145 1.0000 24.000 1.1855 0.21394 0.21124 -0.0782 0.0143 1.0000