XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: E210 (13.64%) 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 0.5481 0.00895 0.00273 -0.1245 0.6037 0.6119 0.500 0.6025 0.00909 0.00281 -0.1242 0.5895 0.6349 1.000 0.6566 0.00919 0.00294 -0.1238 0.5763 0.6600 1.500 0.7106 0.00928 0.00309 -0.1234 0.5634 0.6891 2.000 0.7643 0.00941 0.00328 -0.1229 0.5517 0.7236 2.500 0.8166 0.00953 0.00349 -0.1221 0.5398 0.7706 3.000 0.8653 0.00951 0.00374 -0.1205 0.5285 0.8393 3.500 0.9154 0.00948 0.00389 -0.1189 0.5173 1.0000 4.000 0.9700 0.00978 0.00413 -0.1189 0.5055 1.0000 4.500 1.0230 0.01003 0.00439 -0.1185 0.4930 1.0000 5.000 1.0748 0.01033 0.00469 -0.1178 0.4795 1.0000 5.500 1.1258 0.01066 0.00500 -0.1170 0.4658 1.0000 6.000 1.1754 0.01101 0.00535 -0.1159 0.4511 1.0000 6.500 1.2234 0.01136 0.00572 -0.1146 0.4352 1.0000 7.000 1.2699 0.01174 0.00613 -0.1129 0.4179 1.0000 7.500 1.3150 0.01213 0.00660 -0.1110 0.3989 1.0000 8.000 1.3574 0.01259 0.00712 -0.1086 0.3765 1.0000 8.500 1.3921 0.01322 0.00773 -0.1048 0.3484 1.0000 9.000 1.4238 0.01404 0.00850 -0.1007 0.3135 1.0000 9.500 1.4462 0.01532 0.00959 -0.0952 0.2627 1.0000 10.000 1.4566 0.01730 0.01126 -0.0884 0.2019 1.0000 10.500 1.4648 0.01953 0.01327 -0.0818 0.1546 1.0000 11.000 1.4719 0.02199 0.01559 -0.0758 0.1186 1.0000 11.500 1.4766 0.02486 0.01837 -0.0703 0.0911 1.0000 12.000 1.4821 0.02803 0.02155 -0.0658 0.0713 1.0000 12.500 1.4852 0.03179 0.02534 -0.0621 0.0566 1.0000 13.000 1.4872 0.03608 0.02971 -0.0593 0.0456 1.0000 13.500 1.4867 0.04109 0.03481 -0.0573 0.0359 1.0000 14.000 1.4809 0.04707 0.04087 -0.0561 0.0266 1.0000 14.500 1.4661 0.05461 0.04848 -0.0555 0.0182 1.0000 15.000 1.4522 0.06261 0.05663 -0.0559 0.0138 1.0000 15.500 1.4412 0.07074 0.06500 -0.0569 0.0118 1.0000 16.000 1.4306 0.07924 0.07369 -0.0586 0.0105 1.0000 16.500 1.4111 0.08956 0.08422 -0.0614 0.0096 1.0000 17.000 1.4049 0.09815 0.09305 -0.0640 0.0090 1.0000 17.500 1.3945 0.10776 0.10288 -0.0674 0.0085 1.0000 18.000 1.3843 0.11750 0.11283 -0.0713 0.0080 1.0000 18.500 1.3742 0.12744 0.12296 -0.0756 0.0077 1.0000 19.000 1.3639 0.13750 0.13320 -0.0804 0.0074 1.0000 19.500 1.3544 0.14730 0.14316 -0.0853 0.0071 1.0000 20.000 1.3486 0.15644 0.15249 -0.0900 0.0069 1.0000 20.500 1.3453 0.16541 0.16170 -0.0952 0.0068 1.0000 21.000 1.3408 0.17478 0.17128 -0.1008 0.0066 1.0000 21.500 1.3346 0.18467 0.18141 -0.1071 0.0065 1.0000 22.000 1.3255 0.19545 0.19243 -0.1142 0.0064 1.0000 22.500 1.3135 0.20729 0.20452 -0.1223 0.0063 1.0000 23.000 1.2966 0.22103 0.21852 -0.1317 0.0063 1.0000 23.500 1.2706 0.23859 0.23637 -0.1435 0.0065 1.0000