XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Griffith 30% Suction Airfoil 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.0066 0.00003 -0.00209 0.0084 0.4328 0.4978 2.000 0.0467 0.00003 -0.00207 0.0094 0.4276 0.5000 2.500 0.0900 0.00003 -0.00206 0.0102 0.4237 0.5023 3.000 0.1180 0.00002 -0.00205 0.0116 0.4146 0.5061 3.500 0.1046 0.00003 -0.00201 0.0150 0.3942 0.5175 4.000 0.1012 0.00001 -0.00207 0.0182 0.3832 0.5329 4.500 0.1120 0.00001 -0.00203 0.0201 0.3636 0.5365 5.000 0.1477 0.00001 -0.00207 0.0210 0.3489 0.5384 5.500 0.1619 0.00001 -0.00206 0.0228 0.3298 0.5430 6.000 0.1839 0.00001 -0.00212 0.0243 0.3126 0.5478 6.500 0.1473 0.00001 -0.00209 0.0289 0.3004 0.5718 7.000 0.1595 0.00001 -0.00205 0.0302 0.2892 0.5754 7.500 0.1837 0.00001 -0.00207 0.0313 0.2790 0.5784 8.000 0.1987 0.00002 -0.00203 0.0326 0.2696 0.5837 8.500 0.1306 0.00003 -0.00192 0.0375 0.2603 0.6112 9.000 0.1524 0.00005 -0.00187 0.0379 0.2520 0.6143 9.500 0.1885 0.00004 -0.00191 0.0385 0.2434 0.6164 10.000 0.1781 0.00009 -0.00177 0.0393 0.2341 0.6257 11.000 0.1211 0.00018 -0.00162 0.0435 0.2129 0.6517 11.500 0.1339 0.00029 -0.00145 0.0431 0.2038 0.6563 12.000 0.1189 0.00059 -0.00111 0.0425 0.1871 0.6647 12.500 0.1306 0.00050 -0.00118 0.0438 0.1822 0.6718 13.000 0.1313 0.00034 -0.00134 0.0463 0.1774 0.6778 14.000 0.1399 0.00067 -0.00093 0.0451 0.1531 0.6951 14.500 0.1717 0.00051 -0.00106 0.0455 0.1495 0.7001 15.500 0.1083 0.00071 -0.00087 0.0475 0.1245 0.6950 17.000 0.0901 0.00084 -0.00070 0.0482 0.1000 0.7014 17.500 0.0617 0.00123 -0.00030 0.0484 0.0897 0.7084 18.000 0.0514 0.00111 -0.00041 0.0493 0.0813 0.7115 18.500 0.0600 0.00075 -0.00074 0.0503 0.0778 0.7131 19.000 -0.0143 0.00054 -0.00098 0.0558 0.0678 0.7212 19.500 -0.0027 0.00051 -0.00099 0.0548 0.0599 0.7228 20.000 0.0167 0.00040 -0.00105 0.0539 0.0567 0.7236 20.500 0.0219 0.00067 -0.00076 0.0517 0.0450 0.7257 21.000 0.0391 0.00055 -0.00086 0.0507 0.0413 0.7267 21.500 0.0275 0.00140 -0.00002 0.0488 0.0313 0.7314 22.000 0.0280 0.00177 0.00036 0.0478 0.0283 0.7356 22.500 0.0331 0.00171 0.00032 0.0472 0.0261 0.7398 23.000 0.0187 0.00198 0.00057 0.0480 0.0227 0.7451 23.500 -0.0058 0.00157 0.00016 0.0510 0.0234 0.7512 24.500 -0.0028 0.00234 0.00097 0.0494 0.0317 0.7625 25.000 0.0111 0.00276 0.00142 0.0471 0.0292 0.7650 25.500 0.0227 0.00304 0.00171 0.0452 0.0277 0.7682 26.000 0.0326 0.00317 0.00187 0.0437 0.0266 0.7728 26.500 0.0259 0.00257 0.00129 0.0450 0.0258 0.7875 27.000 0.0191 0.00190 0.00065 0.0461 0.0249 0.7882 29.000 -0.0081 0.00055 -0.00063 0.0475 0.0242 0.7895 29.500 -0.0110 0.00037 -0.00077 0.0469 0.0241 0.7897 30.000 -0.0138 0.00025 -0.00086 0.0462 0.0239 0.7898 31.000 -0.0167 0.00010 -0.00094 0.0440 0.0174 0.7899 31.500 -0.0154 0.00006 -0.00096 0.0427 0.0151 0.7900