XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: DAE-51 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 0.4713 0.00640 0.00219 -0.1026 0.7575 1.0000 0.500 0.5284 0.00650 0.00212 -0.1027 0.7418 1.0000 1.000 0.5852 0.00662 0.00208 -0.1027 0.7248 1.0000 1.500 0.6417 0.00676 0.00207 -0.1027 0.7060 1.0000 2.000 0.6980 0.00691 0.00212 -0.1026 0.6852 1.0000 2.500 0.7541 0.00710 0.00221 -0.1026 0.6626 1.0000 3.000 0.8098 0.00730 0.00237 -0.1025 0.6376 1.0000 3.500 0.8650 0.00756 0.00255 -0.1024 0.6101 1.0000 4.000 0.9194 0.00789 0.00280 -0.1021 0.5804 1.0000 4.500 0.9734 0.00827 0.00311 -0.1018 0.5477 1.0000 5.000 1.0260 0.00874 0.00349 -0.1012 0.5084 1.0000 5.500 1.0763 0.00941 0.00395 -0.1004 0.4496 1.0000 6.000 1.1243 0.01031 0.00457 -0.0993 0.3772 1.0000 6.500 1.1687 0.01158 0.00542 -0.0978 0.2875 1.0000 7.000 1.2091 0.01324 0.00656 -0.0960 0.1906 1.0000 7.500 1.2478 0.01498 0.00786 -0.0939 0.1121 1.0000 8.000 1.2826 0.01697 0.00947 -0.0912 0.0512 1.0000 8.500 1.3184 0.01868 0.01106 -0.0885 0.0306 1.0000 9.000 1.3543 0.02017 0.01261 -0.0858 0.0252 1.0000 9.500 1.3857 0.02169 0.01424 -0.0825 0.0225 1.0000 10.000 1.4120 0.02335 0.01606 -0.0785 0.0207 1.0000 10.500 1.4351 0.02533 0.01815 -0.0748 0.0186 1.0000 11.000 1.4593 0.02735 0.02036 -0.0715 0.0171 1.0000 11.500 1.4773 0.02998 0.02315 -0.0682 0.0156 1.0000 12.000 1.5007 0.03230 0.02565 -0.0658 0.0134 1.0000 12.500 1.5199 0.03513 0.02869 -0.0633 0.0112 1.0000 13.000 1.5346 0.03849 0.03226 -0.0610 0.0086 1.0000 13.500 1.5408 0.04289 0.03689 -0.0587 0.0068 1.0000 14.000 1.5424 0.04804 0.04225 -0.0570 0.0060 1.0000 14.500 1.5351 0.05451 0.04901 -0.0558 0.0055 1.0000 15.000 1.5246 0.06194 0.05673 -0.0556 0.0052 1.0000 15.500 1.5108 0.07042 0.06551 -0.0565 0.0050 1.0000 16.000 1.4929 0.08005 0.07544 -0.0585 0.0048 1.0000 16.500 1.4708 0.09096 0.08664 -0.0616 0.0047 1.0000 17.000 1.4453 0.10295 0.09893 -0.0658 0.0047 1.0000 17.500 1.4180 0.11588 0.11215 -0.0711 0.0046 1.0000 18.000 1.3898 0.12959 0.12614 -0.0774 0.0046 1.0000 18.500 1.3622 0.14392 0.14076 -0.0849 0.0046 1.0000 19.000 1.3356 0.15881 0.15592 -0.0935 0.0047 1.0000 19.500 1.3087 0.17487 0.17225 -0.1034 0.0048 1.0000 20.000 1.2761 0.19405 0.19174 -0.1159 0.0049 1.0000 21.000 0.8026 0.24161 0.23964 -0.1017 0.0140 1.0000 21.500 0.8066 0.24795 0.24600 -0.1039 0.0135 1.0000 22.000 0.8137 0.25302 0.25109 -0.1053 0.0131 1.0000 22.500 0.8160 0.26057 0.25865 -0.1077 0.0130 1.0000 23.000 0.8142 0.27029 0.26837 -0.1115 0.0124 1.0000 23.500 0.8178 0.27739 0.27548 -0.1140 0.0116 1.0000 24.000 0.8219 0.28395 0.28206 -0.1163 0.0111 1.0000 24.500 0.8264 0.28993 0.28807 -0.1183 0.0107 1.0000 25.000 0.8337 0.29533 0.29350 -0.1194 0.0105 1.0000 25.500 0.8334 0.30396 0.30213 -0.1229 0.0104 1.0000 26.000 0.8357 0.31234 0.31052 -0.1257 0.0097 1.0000 26.500 0.8393 0.31907 0.31728 -0.1280 0.0088 1.0000 27.000 0.8430 0.32519 0.32342 -0.1302 0.0083 1.0000 27.500 0.8475 0.33120 0.32946 -0.1318 0.0081 1.0000 28.000 0.8483 0.34066 0.33892 -0.1350 0.0077 1.0000 28.500 0.8512 0.34808 0.34637 -0.1373 0.0069 1.0000 29.000 0.8540 0.35491 0.35323 -0.1396 0.0065 1.0000 29.500 0.8565 0.36128 0.35962 -0.1418 0.0061 1.0000 30.500 0.8605 0.37523 0.37361 -0.1462 0.0059 1.0000 31.000 0.8626 0.38374 0.38214 -0.1487 0.0054 1.0000 31.500 0.8644 0.39088 0.38930 -0.1510 0.0048 1.0000 32.000 0.8658 0.39746 0.39592 -0.1533 0.0044 1.0000 32.500 0.8668 0.40332 0.40181 -0.1554 0.0042 1.0000 33.000 0.8676 0.41138 0.40988 -0.1576 0.0041 1.0000 33.500 0.8689 0.41962 0.41814 -0.1599 0.0038 1.0000 34.000 0.8696 0.42676 0.42530 -0.1621 0.0034 1.0000 34.500 0.8700 0.43359 0.43215 -0.1643 0.0031 1.0000 35.000 0.8701 0.44010 0.43869 -0.1666 0.0029 1.0000 35.500 0.8698 0.44629 0.44491 -0.1688 0.0028 1.0000 36.000 0.8689 0.45216 0.45081 -0.1710 0.0027 1.0000 37.000 0.8678 0.46674 0.46543 -0.1754 0.0026 1.0000 37.500 0.8673 0.47388 0.47259 -0.1774 0.0024 1.0000 38.000 0.8662 0.48049 0.47923 -0.1795 0.0021 1.0000 38.500 0.8646 0.48665 0.48542 -0.1817 0.0018 1.0000 39.000 0.8627 0.49241 0.49120 -0.1839 0.0016 1.0000 39.500 0.8600 0.49761 0.49643 -0.1861 0.0015 1.0000 40.500 0.8551 0.51018 0.50904 -0.1902 0.0015 1.0000 41.000 0.8527 0.51647 0.51536 -0.1922 0.0015 1.0000 41.500 0.8500 0.52230 0.52121 -0.1942 0.0014 1.0000 42.000 0.8471 0.52795 0.52689 -0.1962 0.0014 1.0000 42.500 0.8439 0.53335 0.53231 -0.1982 0.0014 1.0000 43.000 0.8404 0.53847 0.53746 -0.2002 0.0013 1.0000 43.500 0.8365 0.54329 0.54230 -0.2022 0.0012 1.0000 44.000 0.8323 0.54794 0.54698 -0.2042 0.0011 1.0000 44.500 0.8280 0.55236 0.55143 -0.2061 0.0010 1.0000 45.000 0.8234 0.55659 0.55569 -0.2081 0.0009 1.0000 45.500 0.8185 0.56058 0.55970 -0.2101 0.0009 1.0000 46.000 0.8134 0.56426 0.56341 -0.2120 0.0008 1.0000 46.500 0.8079 0.56764 0.56681 -0.2140 0.0007 1.0000 47.000 0.8019 0.57060 0.56980 -0.2160 0.0007 1.0000 48.000 0.7906 0.57818 0.57742 -0.2196 0.0006 1.0000 48.500 0.7853 0.58184 0.58111 -0.2213 0.0006 1.0000 49.000 0.7792 0.58469 0.58398 -0.2230 0.0005 1.0000 49.500 0.7728 0.58731 0.58663 -0.2248 0.0005 1.0000 50.000 0.7662 0.58951 0.58885 -0.2265 0.0004 1.0000 50.500 0.7593 0.59143 0.59080 -0.2283 0.0004 1.0000 51.000 0.7522 0.59305 0.59245 -0.2300 0.0004 1.0000 51.500 0.7448 0.59427 0.59369 -0.2318 0.0003 1.0000 52.000 0.7371 0.59524 0.59468 -0.2336 0.0003 1.0000 54.000 0.7065 0.59919 0.59871 -0.2398 0.0003 1.0000 54.500 0.6984 0.59953 0.59908 -0.2414 0.0003 1.0000 55.000 0.6902 0.59956 0.59913 -0.2428 0.0002 1.0000 55.500 0.6817 0.59928 0.59887 -0.2443 0.0002 1.0000 56.000 0.6731 0.59880 0.59841 -0.2458 0.0001 1.0000 56.500 0.6644 0.59798 0.59761 -0.2473 0.0001 1.0000 57.000 0.6554 0.59679 0.59645 -0.2487 0.0001 1.0000 57.500 0.6463 0.59531 0.59498 -0.2502 0.0000 1.0000