XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: E591 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 0.8965 0.01059 0.00413 -0.1951 0.5399 0.4098 0.500 0.9503 0.01090 0.00429 -0.1944 0.5193 0.4238 1.000 1.0056 0.01099 0.00448 -0.1941 0.5040 0.4580 1.500 1.0564 0.01141 0.00471 -0.1929 0.4837 0.4773 2.000 1.1116 0.01161 0.00501 -0.1926 0.4700 0.5182 2.500 1.1655 0.01182 0.00524 -0.1921 0.4580 0.5515 3.000 1.2144 0.01224 0.00560 -0.1906 0.4390 0.5929 3.500 1.2663 0.01262 0.00605 -0.1898 0.4240 0.6460 4.000 1.3184 0.01281 0.00641 -0.1889 0.4151 0.7044 4.500 1.3650 0.01313 0.00689 -0.1870 0.4019 0.7806 5.000 1.3920 0.01344 0.00731 -0.1809 0.3827 1.0000 5.500 1.4418 0.01383 0.00770 -0.1799 0.3747 1.0000 6.000 1.4892 0.01430 0.00814 -0.1784 0.3646 1.0000 6.500 1.5299 0.01501 0.00873 -0.1758 0.3511 1.0000 7.000 1.5692 0.01595 0.00957 -0.1731 0.3339 1.0000 7.500 1.6137 0.01643 0.01012 -0.1712 0.3274 1.0000 8.000 1.6529 0.01718 0.01086 -0.1686 0.3170 1.0000 8.500 1.6847 0.01829 0.01203 -0.1649 0.3034 1.0000 9.000 1.7179 0.01953 0.01326 -0.1616 0.2904 1.0000 9.500 1.7565 0.02035 0.01420 -0.1592 0.2849 1.0000 10.000 1.7876 0.02153 0.01541 -0.1559 0.2746 1.0000 10.500 1.8085 0.02333 0.01717 -0.1514 0.2622 1.0000 11.000 1.8313 0.02535 0.01922 -0.1476 0.2497 1.0000 11.500 1.8613 0.02688 0.02091 -0.1449 0.2454 1.0000 12.000 1.8870 0.02879 0.02292 -0.1419 0.2375 1.0000 12.500 1.8986 0.03179 0.02601 -0.1380 0.2264 1.0000 13.000 1.9025 0.03567 0.02991 -0.1338 0.2119 1.0000 13.500 1.9254 0.03812 0.03256 -0.1317 0.2089 1.0000 14.000 1.9395 0.04135 0.03597 -0.1293 0.2034 1.0000 14.500 1.9467 0.04549 0.04022 -0.1269 0.1958 1.0000 15.000 1.9429 0.05113 0.04591 -0.1247 0.1860 1.0000 15.500 1.9402 0.05699 0.05187 -0.1229 0.1753 1.0000 16.000 1.9482 0.06201 0.05712 -0.1222 0.1721 1.0000 16.500 1.9524 0.06755 0.06285 -0.1217 0.1666 1.0000 17.000 1.9431 0.07492 0.07034 -0.1218 0.1594 1.0000 17.500 1.9209 0.08392 0.07938 -0.1226 0.1486 1.0000 18.000 1.9154 0.09087 0.08656 -0.1239 0.1397 1.0000 18.500 1.9000 0.09915 0.09499 -0.1260 0.1318 1.0000 19.000 1.8860 0.10638 0.10227 -0.1282 0.1242 1.0000 19.500 1.8578 0.11595 0.11192 -0.1318 0.1132 1.0000 20.000 1.8581 0.12208 0.11828 -0.1341 0.1106 1.0000 20.500 1.8389 0.13165 0.12801 -0.1383 0.1040 1.0000 21.000 1.8169 0.14200 0.13836 -0.1431 0.0948 1.0000 21.500 1.7933 0.15331 0.14978 -0.1483 0.0868 1.0000 22.000 1.7899 0.16126 0.15794 -0.1519 0.0843 1.0000 22.500 1.7662 0.17375 0.17065 -0.1577 0.0802 1.0000 23.000 1.7506 0.18476 0.18164 -0.1628 0.0723 1.0000 23.500 1.7129 0.20162 0.19863 -0.1704 0.0660 1.0000 24.000 1.7071 0.21116 0.20833 -0.1745 0.0625 1.0000 24.500 1.6702 0.22893 0.22639 -0.1818 0.0598 1.0000 25.000 1.6540 0.24126 0.23883 -0.1866 0.0551 1.0000 25.500 1.5956 0.26418 0.26187 -0.1946 0.0488 1.0000 26.000 1.5661 0.27748 0.27528 -0.1984 0.0436 1.0000