XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: DAE-11 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 0.6555 0.01102 0.00506 -0.1287 0.6453 0.4364 1.000 0.7692 0.00981 0.00506 -0.1290 0.6350 1.0000 1.500 0.8270 0.00984 0.00492 -0.1293 0.6300 1.0000 2.000 0.8843 0.01008 0.00500 -0.1296 0.6247 1.0000 2.500 0.9400 0.01016 0.00509 -0.1298 0.6189 1.0000 3.000 0.9967 0.01019 0.00507 -0.1300 0.6124 1.0000 3.500 1.0540 0.01022 0.00500 -0.1304 0.6063 1.0000 4.000 1.1092 0.01039 0.00520 -0.1305 0.5993 1.0000 4.500 1.1647 0.01044 0.00527 -0.1306 0.5912 1.0000 5.000 1.2212 0.01054 0.00527 -0.1308 0.5832 1.0000 5.500 1.2740 0.01066 0.00553 -0.1306 0.5738 1.0000 6.000 1.3286 0.01076 0.00557 -0.1306 0.5637 1.0000 6.500 1.3798 0.01096 0.00591 -0.1302 0.5514 1.0000 7.000 1.4309 0.01120 0.00615 -0.1297 0.5382 1.0000 7.500 1.4795 0.01152 0.00649 -0.1288 0.5225 1.0000 8.000 1.5246 0.01195 0.00698 -0.1274 0.5041 1.0000 8.500 1.5648 0.01254 0.00760 -0.1252 0.4830 1.0000 9.000 1.5956 0.01335 0.00839 -0.1215 0.4588 1.0000 9.500 1.6073 0.01442 0.00948 -0.1146 0.4333 1.0000 10.000 1.6040 0.01629 0.01134 -0.1066 0.4061 1.0000 10.500 1.5981 0.01908 0.01405 -0.0999 0.3771 1.0000 11.000 1.5958 0.02221 0.01714 -0.0944 0.3475 1.0000 11.500 1.5909 0.02583 0.02068 -0.0894 0.3170 1.0000 12.000 1.5865 0.02970 0.02449 -0.0849 0.2878 1.0000 12.500 1.5817 0.03393 0.02864 -0.0810 0.2567 1.0000 13.000 1.5782 0.03848 0.03311 -0.0778 0.2266 1.0000 13.500 1.5729 0.04354 0.03806 -0.0750 0.1962 1.0000 14.000 1.5697 0.04874 0.04318 -0.0728 0.1663 1.0000 14.500 1.5660 0.05432 0.04870 -0.0711 0.1405 1.0000 15.500 1.5579 0.06651 0.06079 -0.0692 0.0946 1.0000 16.000 1.5536 0.07312 0.06739 -0.0689 0.0764 1.0000 16.500 1.5489 0.08012 0.07442 -0.0691 0.0620 1.0000 17.000 1.5421 0.08771 0.08205 -0.0699 0.0509 1.0000 17.500 1.5371 0.09537 0.08981 -0.0712 0.0425 1.0000 18.000 1.5296 0.10365 0.09821 -0.0730 0.0364 1.0000 18.500 1.5216 0.11224 0.10693 -0.0753 0.0316 1.0000 19.000 1.5144 0.12086 0.11569 -0.0780 0.0277 1.0000 19.500 1.5081 0.12944 0.12444 -0.0812 0.0247 1.0000 20.000 1.5005 0.13827 0.13342 -0.0848 0.0223 1.0000 20.500 1.4950 0.14677 0.14205 -0.0887 0.0202 1.0000 21.000 1.4925 0.15471 0.15017 -0.0926 0.0184 1.0000 21.500 1.4867 0.16312 0.15865 -0.0971 0.0169 1.0000 22.000 1.4863 0.17070 0.16647 -0.1013 0.0155 1.0000 22.500 1.4836 0.17850 0.17437 -0.1060 0.0144 1.0000 23.000 1.4826 0.18591 0.18194 -0.1106 0.0135 1.0000 23.500 1.4823 0.19320 0.18940 -0.1154 0.0125 1.0000 24.000 1.4824 0.20014 0.19639 -0.1201 0.0117 1.0000 24.500 1.4796 0.20798 0.20447 -0.1256 0.0110 1.0000 25.000 1.4779 0.21551 0.21217 -0.1311 0.0102 1.0000 25.500 1.4776 0.22250 0.21922 -0.1364 0.0095 1.0000 26.000 1.4719 0.23083 0.22777 -0.1427 0.0090 1.0000 26.500 1.4630 0.24019 0.23736 -0.1498 0.0084 1.0000 27.000 1.4582 0.24847 0.24578 -0.1564 0.0079 1.0000 27.500 1.4564 0.25560 0.25297 -0.1623 0.0073 1.0000 28.000 1.4372 0.26833 0.26601 -0.1717 0.0070 1.0000 28.500 1.4022 0.28713 0.28515 -0.1845 0.0069 1.0000 30.000 1.3424 0.35909 0.35697 -0.2168 0.0088 1.0000 30.500 1.3512 0.36460 0.36250 -0.2212 0.0081 1.0000 31.000 1.3597 0.36874 0.36666 -0.2252 0.0076 1.0000 31.500 1.3684 0.37184 0.36979 -0.2288 0.0074 1.0000 32.000 1.3760 0.37734 0.37530 -0.2332 0.0073 1.0000 32.500 1.3838 0.38482 0.38277 -0.2385 0.0063 1.0000 33.000 1.3911 0.38883 0.38680 -0.2427 0.0059 1.0000 33.500 1.3979 0.39156 0.38957 -0.2465 0.0056 1.0000 34.000 1.4047 0.39593 0.39395 -0.2506 0.0055 1.0000 34.500 1.4128 0.40322 0.40123 -0.2558 0.0048 1.0000 35.000 1.4190 0.40703 0.40507 -0.2600 0.0043 1.0000 35.500 1.4243 0.41002 0.40808 -0.2642 0.0041 1.0000 36.000 1.4292 0.41244 0.41054 -0.2679 0.0040 1.0000 36.500 1.4350 0.41730 0.41540 -0.2726 0.0039 1.0000 37.000 1.4422 0.42298 0.42108 -0.2774 0.0036 1.0000 37.500 1.4473 0.42622 0.42434 -0.2818 0.0033 1.0000 38.000 1.4516 0.42882 0.42697 -0.2862 0.0029 1.0000