XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CLARK YM-15 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 0.3887 0.00772 0.00287 -0.0772 0.6640 0.7998 0.500 0.4404 0.00774 0.00307 -0.0753 0.6445 0.9059 1.000 0.5024 0.00799 0.00323 -0.0757 0.6220 0.9547 1.500 0.5780 0.00827 0.00335 -0.0796 0.5966 0.9748 2.000 0.6592 0.00857 0.00346 -0.0850 0.5675 0.9876 3.000 0.7917 0.00925 0.00372 -0.0900 0.4934 1.0000 3.500 0.8264 0.00972 0.00394 -0.0860 0.4466 1.0000 4.000 0.8528 0.01051 0.00429 -0.0804 0.3794 1.0000 4.500 0.8890 0.01101 0.00464 -0.0767 0.3554 1.0000 5.000 0.9232 0.01163 0.00503 -0.0726 0.3221 1.0000 5.500 0.9634 0.01212 0.00542 -0.0698 0.3024 1.0000 6.000 1.0010 0.01280 0.00588 -0.0666 0.2714 1.0000 6.500 1.0418 0.01336 0.00633 -0.0641 0.2448 1.0000 7.000 1.0772 0.01411 0.00690 -0.0606 0.2128 1.0000 7.500 1.0879 0.01628 0.00843 -0.0539 0.1182 1.0000 8.000 1.1122 0.01794 0.00984 -0.0496 0.0774 1.0000 8.500 1.1202 0.02072 0.01224 -0.0436 0.0116 1.0000 9.000 1.1501 0.02226 0.01381 -0.0407 0.0038 1.0000 9.500 1.1816 0.02374 0.01538 -0.0383 0.0036 1.0000 10.000 1.2109 0.02545 0.01718 -0.0360 0.0035 1.0000 10.500 1.2376 0.02743 0.01927 -0.0336 0.0034 1.0000 11.000 1.2616 0.02972 0.02169 -0.0314 0.0034 1.0000 11.500 1.2822 0.03238 0.02449 -0.0292 0.0033 1.0000 12.000 1.2996 0.03546 0.02773 -0.0273 0.0033 1.0000 12.500 1.3134 0.03900 0.03144 -0.0255 0.0033 1.0000 13.000 1.3238 0.04310 0.03572 -0.0241 0.0034 1.0000 13.500 1.3301 0.04787 0.04068 -0.0230 0.0034 1.0000 14.000 1.3329 0.05331 0.04632 -0.0225 0.0034 1.0000 14.500 1.3309 0.05962 0.05285 -0.0225 0.0034 1.0000 15.000 1.3246 0.06682 0.06027 -0.0232 0.0035 1.0000 15.500 1.3139 0.07489 0.06857 -0.0244 0.0035 1.0000 16.000 1.2986 0.08397 0.07788 -0.0263 0.0035 1.0000 16.500 1.2797 0.09390 0.08805 -0.0289 0.0036 1.0000 17.000 1.2595 0.10435 0.09873 -0.0321 0.0036 1.0000 17.500 1.2390 0.11505 0.10964 -0.0357 0.0036 1.0000 18.000 1.2201 0.12573 0.12052 -0.0398 0.0037 1.0000 18.500 1.2042 0.13612 0.13110 -0.0441 0.0037 1.0000 19.000 1.1911 0.14619 0.14133 -0.0487 0.0038 1.0000 19.500 1.1818 0.15583 0.15112 -0.0535 0.0038 1.0000 20.000 1.1760 0.16497 0.16037 -0.0584 0.0039 1.0000 20.500 1.1740 0.17338 0.16889 -0.0631 0.0039 1.0000 21.000 1.1762 0.18094 0.17654 -0.0675 0.0040 1.0000 21.500 1.1827 0.18748 0.18313 -0.0716 0.0040 1.0000 22.000 1.1929 0.19311 0.18879 -0.0752 0.0041 1.0000 22.500 1.2067 0.19763 0.19334 -0.0783 0.0042 1.0000 23.000 1.2275 0.19994 0.19562 -0.0798 0.0043 1.0000 23.500 1.2346 0.20675 0.20255 -0.0848 0.0043 1.0000 24.000 1.2411 0.21374 0.20967 -0.0900 0.0044 1.0000 24.500 1.2461 0.22117 0.21725 -0.0957 0.0045 1.0000 25.000 1.2525 0.22809 0.22436 -0.1011 0.0048 1.0000 25.500 1.2568 0.23552 0.23199 -0.1069 0.0050 1.0000 26.000 1.2601 0.24320 0.23984 -0.1131 0.0052 1.0000 26.500 1.2614 0.25154 0.24835 -0.1199 0.0055 1.0000 27.000 1.2730 0.25563 0.25251 -0.1238 0.0058 1.0000 27.500 1.2674 0.26757 0.26466 -0.1333 0.0059 1.0000