XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK Z 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.6418 0.00746 0.00260 -0.0941 0.6236 1.0000 2.000 0.6906 0.00770 0.00266 -0.0924 0.5980 1.0000 2.500 0.7391 0.00797 0.00278 -0.0908 0.5713 1.0000 3.000 0.7876 0.00826 0.00293 -0.0891 0.5415 1.0000 3.500 0.8349 0.00865 0.00312 -0.0873 0.5063 1.0000 4.000 0.8768 0.00933 0.00338 -0.0846 0.4365 1.0000 4.500 0.9201 0.01008 0.00375 -0.0823 0.3722 1.0000 5.000 0.9653 0.01079 0.00419 -0.0805 0.3240 1.0000 5.500 1.0100 0.01157 0.00469 -0.0787 0.2728 1.0000 6.000 1.0469 0.01294 0.00551 -0.0758 0.1842 1.0000 6.500 1.0835 0.01435 0.00649 -0.0729 0.1176 1.0000 7.000 1.1179 0.01583 0.00763 -0.0697 0.0678 1.0000 8.000 1.1791 0.01877 0.01025 -0.0621 0.0038 1.0000 8.500 1.2149 0.01979 0.01134 -0.0592 0.0036 1.0000 9.000 1.2484 0.02096 0.01262 -0.0562 0.0035 1.0000 9.500 1.2795 0.02234 0.01412 -0.0531 0.0034 1.0000 10.000 1.3079 0.02395 0.01587 -0.0500 0.0034 1.0000 10.500 1.3334 0.02586 0.01792 -0.0470 0.0034 1.0000 11.000 1.3558 0.02811 0.02034 -0.0440 0.0035 1.0000 11.500 1.3750 0.03078 0.02319 -0.0412 0.0035 1.0000 12.000 1.3905 0.03391 0.02651 -0.0387 0.0036 1.0000 12.500 1.4018 0.03766 0.03046 -0.0365 0.0036 1.0000 13.000 1.4081 0.04212 0.03514 -0.0347 0.0037 1.0000 13.500 1.4089 0.04746 0.04070 -0.0335 0.0038 1.0000 14.000 1.4043 0.05385 0.04732 -0.0331 0.0039 1.0000 14.500 1.3945 0.06133 0.05505 -0.0335 0.0039 1.0000 15.000 1.3804 0.06992 0.06388 -0.0348 0.0040 1.0000 15.500 1.3620 0.07958 0.07378 -0.0370 0.0040 1.0000 16.000 1.3411 0.09006 0.08449 -0.0399 0.0041 1.0000 16.500 1.3189 0.10104 0.09570 -0.0434 0.0041 1.0000 17.000 1.2981 0.11208 0.10694 -0.0473 0.0042 1.0000 17.500 1.2790 0.12305 0.11809 -0.0515 0.0042 1.0000 18.000 1.2653 0.13320 0.12839 -0.0556 0.0043 1.0000 18.500 1.2578 0.14211 0.13740 -0.0594 0.0043 1.0000 19.000 1.2596 0.14913 0.14448 -0.0624 0.0044 1.0000 19.500 1.2590 0.15753 0.15302 -0.0668 0.0045 1.0000 20.000 1.2591 0.16596 0.16162 -0.0716 0.0046 1.0000 20.500 1.2608 0.17404 0.16987 -0.0763 0.0048 1.0000 21.000 1.2654 0.18134 0.17734 -0.0806 0.0050 1.0000 21.500 1.2710 0.18826 0.18441 -0.0848 0.0053 1.0000 22.000 1.2773 0.19490 0.19117 -0.0891 0.0055 1.0000 22.500 1.3001 0.19564 0.19190 -0.0887 0.0059 1.0000 23.000 1.2964 0.20630 0.20276 -0.0967 0.0060 1.0000 23.500 1.2859 0.21949 0.21627 -0.1066 0.0063 1.0000 24.000 1.2664 0.23587 0.23302 -0.1185 0.0066 1.0000 24.500 1.2394 0.25668 0.25418 -0.1330 0.0069 1.0000