XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: CURTISS CR-1 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 0.4738 0.01000 0.00314 -0.0960 0.7014 0.1972 0.500 0.5246 0.00986 0.00304 -0.0946 0.6865 0.2229 1.000 0.5749 0.00972 0.00295 -0.0931 0.6707 0.2485 1.500 0.6251 0.00960 0.00289 -0.0916 0.6556 0.2790 2.000 0.6725 0.00933 0.00290 -0.0896 0.6384 0.3487 3.000 0.8896 0.00841 0.00329 -0.1123 0.5758 1.0000 3.500 0.9299 0.00877 0.00345 -0.1089 0.5351 1.0000 4.000 0.9663 0.00931 0.00374 -0.1048 0.4898 1.0000 4.500 1.0012 0.00993 0.00413 -0.1005 0.4458 1.0000 5.000 1.0344 0.01060 0.00459 -0.0960 0.4062 1.0000 5.500 1.0665 0.01128 0.00509 -0.0913 0.3730 1.0000 6.000 1.0983 0.01194 0.00562 -0.0866 0.3434 1.0000 6.500 1.1274 0.01264 0.00620 -0.0814 0.3168 1.0000 7.000 1.1495 0.01334 0.00680 -0.0749 0.2936 1.0000 7.500 1.1722 0.01412 0.00748 -0.0688 0.2727 1.0000 8.000 1.1991 0.01493 0.00826 -0.0637 0.2556 1.0000 8.500 1.2273 0.01583 0.00912 -0.0592 0.2413 1.0000 9.000 1.2561 0.01681 0.01010 -0.0550 0.2295 1.0000 9.500 1.2851 0.01788 0.01117 -0.0512 0.2187 1.0000 10.000 1.3136 0.01905 0.01235 -0.0476 0.2084 1.0000 10.500 1.3418 0.02033 0.01365 -0.0442 0.1984 1.0000 11.000 1.3731 0.02151 0.01493 -0.0414 0.1901 1.0000 11.500 1.4016 0.02293 0.01642 -0.0386 0.1809 1.0000 12.000 1.4285 0.02451 0.01806 -0.0358 0.1708 1.0000 12.500 1.4542 0.02625 0.01989 -0.0331 0.1599 1.0000 13.000 1.4779 0.02823 0.02191 -0.0306 0.1441 1.0000 13.500 1.4864 0.03149 0.02497 -0.0274 0.1007 1.0000 14.000 1.4587 0.03801 0.03111 -0.0227 0.0451 1.0000 14.500 1.4395 0.04447 0.03753 -0.0196 0.0281 1.0000 15.000 1.4333 0.05020 0.04343 -0.0179 0.0243 1.0000 15.500 1.4225 0.05688 0.05032 -0.0170 0.0225 1.0000 16.000 1.4126 0.06394 0.05760 -0.0169 0.0213 1.0000 16.500 1.3920 0.07289 0.06677 -0.0179 0.0202 1.0000 17.000 1.3638 0.08348 0.07760 -0.0201 0.0196 1.0000 17.500 1.3431 0.09342 0.08778 -0.0226 0.0191 1.0000 18.000 1.3199 0.10402 0.09862 -0.0258 0.0184 1.0000 18.500 1.2970 0.11480 0.10959 -0.0294 0.0180 1.0000 19.000 1.2787 0.12496 0.11991 -0.0332 0.0175 1.0000 19.500 1.2640 0.13444 0.12946 -0.0371 0.0169 1.0000 20.000 1.2605 0.14208 0.13722 -0.0403 0.0163 1.0000 20.500 1.2611 0.14902 0.14428 -0.0435 0.0157 1.0000 21.000 1.2652 0.15527 0.15061 -0.0465 0.0152 1.0000 21.500 1.2780 0.15908 0.15435 -0.0480 0.0143 1.0000 22.000 1.2832 0.16516 0.16059 -0.0513 0.0139 1.0000 22.500 1.2908 0.17067 0.16624 -0.0543 0.0135 1.0000 23.000 1.2980 0.17622 0.17190 -0.0577 0.0129 1.0000 23.500 1.3070 0.18127 0.17702 -0.0609 0.0125 1.0000 24.000 1.3207 0.18467 0.18045 -0.0629 0.0120 1.0000 24.500 1.3209 0.19179 0.18779 -0.0679 0.0119 1.0000 25.000 1.3119 0.20147 0.19775 -0.0751 0.0116 1.0000 25.500 1.3021 0.21156 0.20810 -0.0828 0.0113 1.0000 26.000 1.2875 0.22321 0.22003 -0.0917 0.0113 1.0000 26.500 1.2522 0.24192 0.23914 -0.1056 0.0113 1.0000