XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Glenn Martin 3 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.7041 0.01198 0.00601 -0.1122 0.4595 1.0000 1.000 0.7305 0.01251 0.00623 -0.1064 0.4184 1.0000 1.500 0.7631 0.01294 0.00645 -0.1018 0.3908 1.0000 2.000 0.7974 0.01333 0.00667 -0.0976 0.3623 1.0000 2.500 0.8326 0.01375 0.00692 -0.0936 0.3327 1.0000 3.000 0.8661 0.01428 0.00724 -0.0894 0.2978 1.0000 3.500 0.8989 0.01490 0.00765 -0.0852 0.2698 1.0000 4.000 0.9337 0.01549 0.00810 -0.0813 0.2545 1.0000 4.500 0.9692 0.01607 0.00860 -0.0778 0.2428 1.0000 5.000 1.0055 0.01665 0.00915 -0.0744 0.2339 1.0000 5.500 1.0401 0.01736 0.00979 -0.0709 0.2263 1.0000 6.000 1.0778 0.01792 0.01038 -0.0680 0.2211 1.0000 6.500 1.1119 0.01874 0.01113 -0.0646 0.2147 1.0000 7.000 1.1496 0.01936 0.01182 -0.0619 0.2107 1.0000 7.500 1.1864 0.02005 0.01255 -0.0591 0.2068 1.0000 8.000 1.2222 0.02095 0.01343 -0.0564 0.2029 1.0000 8.500 1.2598 0.02175 0.01430 -0.0541 0.2000 1.0000 9.000 1.2960 0.02253 0.01518 -0.0516 0.1966 1.0000 9.500 1.3327 0.02338 0.01611 -0.0493 0.1939 1.0000 10.000 1.3696 0.02432 0.01708 -0.0472 0.1909 1.0000 10.500 1.4031 0.02532 0.01818 -0.0447 0.1867 1.0000 11.000 1.4354 0.02630 0.01931 -0.0421 0.1836 1.0000 11.500 1.4615 0.02739 0.02047 -0.0387 0.1787 1.0000 12.000 1.4905 0.02862 0.02180 -0.0360 0.1747 1.0000 12.500 1.5140 0.02990 0.02328 -0.0326 0.1703 1.0000 13.000 1.5375 0.03134 0.02480 -0.0296 0.1662 1.0000 13.500 1.5616 0.03297 0.02660 -0.0269 0.1625 1.0000 14.000 1.5819 0.03470 0.02855 -0.0240 0.1582 1.0000 14.500 1.5977 0.03688 0.03078 -0.0210 0.1525 1.0000 15.000 1.6155 0.03905 0.03325 -0.0187 0.1461 1.0000 15.500 1.6304 0.04165 0.03602 -0.0165 0.1389 1.0000 16.000 1.6447 0.04452 0.03904 -0.0148 0.1272 1.0000 16.500 1.6290 0.05050 0.04491 -0.0122 0.0931 1.0000 17.000 1.5776 0.06101 0.05538 -0.0099 0.0652 1.0000 17.500 1.5132 0.07472 0.06922 -0.0105 0.0430 1.0000 18.500 1.4109 0.10225 0.09728 -0.0172 0.0337 1.0000 19.000 1.3459 0.11898 0.11430 -0.0225 0.0300 1.0000 19.500 1.2924 0.13455 0.13011 -0.0283 0.0278 1.0000 20.000 1.2668 0.14561 0.14136 -0.0329 0.0281 1.0000 20.500 1.2175 0.16146 0.15733 -0.0401 0.0233 1.0000 21.000 1.1893 0.17371 0.16968 -0.0462 0.0210 1.0000 21.500 1.1762 0.18316 0.17922 -0.0513 0.0191 1.0000 22.000 1.1703 0.19120 0.18732 -0.0559 0.0181 1.0000 22.500 1.1684 0.19834 0.19450 -0.0602 0.0165 1.0000 23.000 1.1735 0.20380 0.19994 -0.0638 0.0154 1.0000 23.500 1.1819 0.20845 0.20464 -0.0670 0.0144 1.0000 24.000 1.1925 0.21253 0.20876 -0.0701 0.0137 1.0000 24.500 1.2065 0.21547 0.21165 -0.0727 0.0126 1.0000 25.000 1.2141 0.22022 0.21651 -0.0763 0.0119 1.0000 25.500 1.2243 0.22406 0.22036 -0.0795 0.0111 1.0000 26.000 1.2431 0.22531 0.22162 -0.0813 0.0106 1.0000 26.500 1.2412 0.23243 0.22893 -0.0866 0.0100 1.0000 27.000 1.2468 0.23733 0.23395 -0.0907 0.0097 1.0000 27.500 1.2632 0.23873 0.23530 -0.0930 0.0089 1.0000 28.000 1.2602 0.24599 0.24282 -0.0985 0.0092 1.0000 28.500 1.1281 0.30013 0.29794 -0.1225 0.0092 1.0000 29.000 1.1428 0.30060 0.29843 -0.1255 0.0090 1.0000 29.500 1.1537 0.30275 0.30061 -0.1291 0.0089 1.0000