XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: E423 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 1.1225 0.01271 0.00540 -0.2410 0.6002 0.1469 0.500 1.1748 0.01279 0.00552 -0.2403 0.5941 0.1648 1.000 1.2309 0.01296 0.00562 -0.2404 0.5885 0.1832 1.500 1.2826 0.01310 0.00581 -0.2397 0.5826 0.2015 2.000 1.3356 0.01321 0.00595 -0.2393 0.5767 0.2213 2.500 1.3895 0.01343 0.00620 -0.2391 0.5711 0.2445 3.000 1.4391 0.01357 0.00644 -0.2380 0.5648 0.2738 3.500 1.4956 0.01380 0.00673 -0.2385 0.5592 0.3234 4.000 1.5373 0.01317 0.00724 -0.2360 0.5528 1.0000 4.500 1.5887 0.01350 0.00745 -0.2354 0.5467 1.0000 5.000 1.6331 0.01385 0.00783 -0.2333 0.5398 1.0000 5.500 1.6803 0.01418 0.00810 -0.2319 0.5329 1.0000 6.000 1.7169 0.01452 0.00851 -0.2283 0.5250 1.0000 6.500 1.7610 0.01491 0.00884 -0.2264 0.5175 1.0000 7.000 1.7918 0.01531 0.00936 -0.2218 0.5090 1.0000 7.500 1.8281 0.01580 0.00989 -0.2185 0.5007 1.0000 8.000 1.8632 0.01634 0.01042 -0.2150 0.4917 1.0000 8.500 1.8904 0.01701 0.01122 -0.2103 0.4816 1.0000 9.000 1.9192 0.01780 0.01209 -0.2060 0.4713 1.0000 9.500 1.9454 0.01875 0.01311 -0.2015 0.4601 1.0000 10.000 1.9688 0.01990 0.01434 -0.1967 0.4484 1.0000 10.500 1.9886 0.02134 0.01586 -0.1917 0.4352 1.0000 11.000 2.0048 0.02312 0.01773 -0.1866 0.4210 1.0000 11.500 2.0168 0.02535 0.02005 -0.1814 0.4054 1.0000 12.000 2.0232 0.02821 0.02295 -0.1760 0.3885 1.0000 12.500 2.0269 0.03163 0.02646 -0.1709 0.3702 1.0000 13.000 2.0228 0.03603 0.03090 -0.1659 0.3500 1.0000 13.500 2.0150 0.04120 0.03612 -0.1613 0.3280 1.0000 14.000 2.0017 0.04733 0.04228 -0.1570 0.3057 1.0000 14.500 1.9843 0.05432 0.04927 -0.1533 0.2832 1.0000 15.000 1.9655 0.06189 0.05685 -0.1502 0.2612 1.0000 15.500 1.9508 0.06936 0.06436 -0.1480 0.2406 1.0000 16.000 1.9350 0.07723 0.07225 -0.1462 0.2218 1.0000 16.500 1.9227 0.08493 0.08001 -0.1450 0.2039 1.0000 17.000 1.9091 0.09297 0.08806 -0.1442 0.1877 1.0000 17.500 1.9007 0.10047 0.09565 -0.1439 0.1720 1.0000 18.000 1.8916 0.10812 0.10334 -0.1441 0.1576 1.0000 18.500 1.8829 0.11578 0.11105 -0.1446 0.1445 1.0000 19.000 1.8754 0.12330 0.11863 -0.1456 0.1324 1.0000 19.500 1.8709 0.13036 0.12577 -0.1468 0.1211 1.0000 20.000 1.8668 0.13735 0.13284 -0.1484 0.1106 1.0000 20.500 1.8628 0.14429 0.13986 -0.1504 0.1008 1.0000 21.000 1.8589 0.15117 0.14682 -0.1527 0.0919 1.0000 21.500 1.8548 0.15808 0.15381 -0.1554 0.0837 1.0000 22.000 1.8506 0.16500 0.16081 -0.1584 0.0762 1.0000 22.500 1.8460 0.17195 0.16783 -0.1617 0.0692 1.0000 23.000 1.8409 0.17892 0.17487 -0.1654 0.0628 1.0000 23.500 1.8365 0.18576 0.18182 -0.1693 0.0569 1.0000 24.000 1.8329 0.19242 0.18860 -0.1734 0.0517 1.0000 24.500 1.8289 0.19915 0.19545 -0.1778 0.0470 1.0000 25.000 1.8244 0.20597 0.20239 -0.1825 0.0429 1.0000 25.500 1.8185 0.21297 0.20948 -0.1876 0.0392 1.0000 26.000 1.8123 0.22001 0.21659 -0.1930 0.0358 1.0000 26.500 1.8078 0.22678 0.22351 -0.1984 0.0324 1.0000 27.000 1.8024 0.23360 0.23047 -0.2041 0.0295 1.0000 27.500 1.7960 0.24059 0.23757 -0.2101 0.0268 1.0000 28.000 1.7889 0.24768 0.24473 -0.2164 0.0242 1.0000 28.500 1.7815 0.25496 0.25214 -0.2230 0.0218 1.0000 29.000 1.7741 0.26215 0.25948 -0.2296 0.0195 1.0000 29.500 1.7667 0.26929 0.26673 -0.2364 0.0174 1.0000 30.000 1.7591 0.27657 0.27411 -0.2434 0.0155 1.0000 30.500 1.7524 0.28358 0.28119 -0.2504 0.0139 1.0000 31.000 1.7450 0.29086 0.28858 -0.2576 0.0123 1.0000 31.500 1.7376 0.29799 0.29585 -0.2649 0.0108 1.0000 32.000 1.7315 0.30479 0.30274 -0.2718 0.0096 1.0000 32.500 1.7268 0.31125 0.30925 -0.2787 0.0085 1.0000 33.000 1.7199 0.31834 0.31646 -0.2860 0.0075 1.0000 33.500 1.7143 0.32491 0.32314 -0.2930 0.0066 1.0000 34.000 1.7114 0.33067 0.32893 -0.2994 0.0058 1.0000 34.500 1.7034 0.33808 0.33649 -0.3071 0.0051 1.0000 35.000 1.6973 0.34501 0.34352 -0.3145 0.0044 1.0000 35.500 1.6960 0.35009 0.34862 -0.3205 0.0038 1.0000 36.000 1.6825 0.36041 0.35915 -0.3299 0.0033 1.0000 36.500 1.6797 0.36595 0.36472 -0.3363 0.0028 1.0000