XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: DAE-31 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 0.7404 0.01041 0.00388 -0.1567 0.7254 0.0695 0.500 0.7954 0.00967 0.00379 -0.1568 0.7159 0.2735 2.000 0.9624 0.00824 0.00357 -0.1561 0.6838 1.0000 2.500 1.0163 0.00834 0.00362 -0.1556 0.6697 1.0000 3.000 1.0706 0.00848 0.00365 -0.1551 0.6551 1.0000 3.500 1.1239 0.00866 0.00371 -0.1545 0.6381 1.0000 4.000 1.1755 0.00890 0.00385 -0.1536 0.6182 1.0000 4.500 1.2254 0.00920 0.00407 -0.1524 0.5962 1.0000 5.000 1.2736 0.00958 0.00438 -0.1510 0.5725 1.0000 5.500 1.3194 0.01004 0.00476 -0.1492 0.5471 1.0000 6.000 1.3620 0.01059 0.00523 -0.1469 0.5202 1.0000 6.500 1.3999 0.01126 0.00578 -0.1437 0.4922 1.0000 7.000 1.4325 0.01200 0.00643 -0.1397 0.4644 1.0000 7.500 1.4554 0.01279 0.00718 -0.1338 0.4375 1.0000 8.000 1.4744 0.01383 0.00814 -0.1278 0.4102 1.0000 8.500 1.4912 0.01516 0.00939 -0.1219 0.3823 1.0000 9.000 1.5106 0.01662 0.01079 -0.1169 0.3549 1.0000 9.500 1.5294 0.01827 0.01238 -0.1121 0.3263 1.0000 10.000 1.5452 0.02024 0.01427 -0.1074 0.2982 1.0000 10.500 1.5620 0.02233 0.01629 -0.1031 0.2713 1.0000 11.000 1.5783 0.02458 0.01850 -0.0990 0.2452 1.0000 11.500 1.5914 0.02719 0.02104 -0.0950 0.2199 1.0000 12.000 1.6036 0.03004 0.02383 -0.0913 0.1966 1.0000 12.500 1.6185 0.03287 0.02667 -0.0881 0.1768 1.0000 13.000 1.6321 0.03600 0.02980 -0.0852 0.1585 1.0000 13.500 1.6436 0.03948 0.03330 -0.0825 0.1414 1.0000 14.000 1.6527 0.04340 0.03721 -0.0801 0.1246 1.0000 14.500 1.6599 0.04772 0.04155 -0.0780 0.1097 1.0000 15.000 1.6661 0.05238 0.04627 -0.0763 0.0972 1.0000 15.500 1.6707 0.05748 0.05144 -0.0750 0.0860 1.0000 16.000 1.6746 0.06291 0.05697 -0.0742 0.0752 1.0000 16.500 1.6749 0.06906 0.06322 -0.0738 0.0647 1.0000 17.000 1.6709 0.07609 0.07033 -0.0740 0.0557 1.0000 17.500 1.6633 0.08397 0.07833 -0.0749 0.0479 1.0000 18.000 1.6546 0.09234 0.08686 -0.0764 0.0413 1.0000 18.500 1.6434 0.10140 0.09608 -0.0786 0.0361 1.0000 19.000 1.6287 0.11134 0.10619 -0.0817 0.0320 1.0000 19.500 1.6121 0.12183 0.11684 -0.0856 0.0286 1.0000 20.000 1.5981 0.13201 0.12723 -0.0899 0.0256 1.0000 20.500 1.5833 0.14243 0.13785 -0.0948 0.0232 1.0000 21.000 1.5658 0.15337 0.14891 -0.1005 0.0215 1.0000 21.500 1.5572 0.16269 0.15844 -0.1056 0.0197 1.0000 22.000 1.5459 0.17242 0.16828 -0.1114 0.0185 1.0000 22.500 1.5397 0.18111 0.17714 -0.1167 0.0174 1.0000 23.000 1.5357 0.18933 0.18551 -0.1220 0.0164 1.0000 23.500 1.5337 0.19693 0.19319 -0.1272 0.0156 1.0000 24.000 1.5353 0.20350 0.19986 -0.1317 0.0150 1.0000 24.500 1.5341 0.21096 0.20752 -0.1370 0.0144 1.0000 25.000 1.5343 0.21798 0.21469 -0.1422 0.0139 1.0000 25.500 1.5340 0.22498 0.22183 -0.1476 0.0135 1.0000 26.000 1.5355 0.23140 0.22837 -0.1527 0.0131 1.0000 26.500 1.5369 0.23762 0.23469 -0.1577 0.0128 1.0000 27.000 1.5318 0.24544 0.24269 -0.1641 0.0125 1.0000 27.500 1.5127 0.25770 0.25523 -0.1737 0.0124 1.0000 28.000 1.4738 0.27661 0.27451 -0.1876 0.0124 1.0000