XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Dayton-Wright 6 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 0.7533 0.00986 0.00403 -0.1125 0.4910 0.9970 0.500 0.8119 0.01002 0.00407 -0.1135 0.4751 1.0000 1.000 0.8513 0.01023 0.00417 -0.1104 0.4601 1.0000 1.500 0.8905 0.01046 0.00431 -0.1072 0.4450 1.0000 2.000 0.9291 0.01074 0.00449 -0.1039 0.4298 1.0000 2.500 0.9673 0.01106 0.00471 -0.1006 0.4151 1.0000 3.000 1.0057 0.01139 0.00498 -0.0973 0.4009 1.0000 3.500 1.0433 0.01176 0.00529 -0.0940 0.3876 1.0000 4.000 1.0801 0.01217 0.00564 -0.0905 0.3757 1.0000 4.500 1.1163 0.01261 0.00604 -0.0869 0.3650 1.0000 5.000 1.1506 0.01301 0.00644 -0.0830 0.3548 1.0000 5.500 1.1832 0.01343 0.00687 -0.0788 0.3453 1.0000 6.000 1.2147 0.01390 0.00734 -0.0746 0.3348 1.0000 6.500 1.2468 0.01443 0.00787 -0.0706 0.3248 1.0000 7.000 1.2788 0.01500 0.00844 -0.0668 0.3145 1.0000 7.500 1.3115 0.01554 0.00905 -0.0633 0.3037 1.0000 8.000 1.3433 0.01618 0.00975 -0.0598 0.2924 1.0000 8.500 1.3744 0.01691 0.01054 -0.0564 0.2804 1.0000 9.000 1.4027 0.01779 0.01146 -0.0529 0.2658 1.0000 9.500 1.4299 0.01883 0.01254 -0.0495 0.2465 1.0000 10.000 1.4470 0.02052 0.01413 -0.0452 0.2126 1.0000 10.500 1.4388 0.02399 0.01725 -0.0387 0.1531 1.0000 11.000 1.4114 0.02936 0.02226 -0.0319 0.0915 1.0000 11.500 1.3622 0.03751 0.03012 -0.0258 0.0309 1.0000 12.000 1.3495 0.04362 0.03634 -0.0237 0.0233 1.0000 12.500 1.3422 0.04980 0.04273 -0.0229 0.0211 1.0000 13.000 1.3310 0.05687 0.05002 -0.0227 0.0199 1.0000 13.500 1.3115 0.06529 0.05865 -0.0232 0.0190 1.0000 14.000 1.2969 0.07336 0.06695 -0.0240 0.0183 1.0000 14.500 1.2765 0.08250 0.07631 -0.0253 0.0183 1.0000 15.000 1.2570 0.09183 0.08584 -0.0271 0.0174 1.0000 15.500 1.2352 0.10176 0.09595 -0.0293 0.0170 1.0000 16.000 1.2166 0.11136 0.10571 -0.0317 0.0166 1.0000 16.500 1.2042 0.12010 0.11456 -0.0342 0.0164 1.0000 17.000 1.1969 0.12794 0.12251 -0.0366 0.0159 1.0000 17.500 1.1990 0.13433 0.12900 -0.0388 0.0154 1.0000 18.000 1.2034 0.14027 0.13502 -0.0410 0.0146 1.0000 18.500 1.2131 0.14516 0.13997 -0.0429 0.0144 1.0000 19.000 1.2315 0.14764 0.14237 -0.0435 0.0136 1.0000 19.500 1.2508 0.15027 0.14505 -0.0443 0.0133 1.0000 20.000 1.2564 0.15626 0.15124 -0.0473 0.0127 1.0000 20.500 1.2728 0.15955 0.15462 -0.0489 0.0125 1.0000 21.000 1.2849 0.16372 0.15889 -0.0511 0.0120 1.0000 21.500 1.3004 0.16700 0.16226 -0.0529 0.0117 1.0000 22.000 1.3168 0.16990 0.16521 -0.0546 0.0114 1.0000 22.500 1.3339 0.17196 0.16739 -0.0553 0.0111 1.0000 23.000 1.3364 0.17797 0.17360 -0.0592 0.0111 1.0000 23.500 1.3180 0.18917 0.18514 -0.0669 0.0110 1.0000 24.000 1.3149 0.19654 0.19272 -0.0721 0.0110 1.0000 24.500 1.2958 0.20828 0.20475 -0.0804 0.0110 1.0000 25.000 1.2818 0.21937 0.21611 -0.0885 0.0112 1.0000 26.000 1.1333 0.30169 0.29917 -0.1294 0.0164 1.0000 26.500 1.1465 0.30485 0.30235 -0.1328 0.0162 1.0000