XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: I.S.A. 961 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 0.6379 0.00810 0.00234 -0.0941 0.4706 1.0000 1.000 0.6872 0.00873 0.00256 -0.0929 0.4073 1.0000 1.500 0.7374 0.00932 0.00282 -0.0919 0.3532 1.0000 2.500 0.8375 0.01054 0.00348 -0.0901 0.2587 1.0000 3.000 0.8877 0.01112 0.00388 -0.0893 0.2282 1.0000 3.500 0.9379 0.01170 0.00431 -0.0885 0.1987 1.0000 4.000 0.9825 0.01281 0.00500 -0.0870 0.1297 1.0000 4.500 1.0317 0.01343 0.00560 -0.0860 0.1218 1.0000 5.000 1.0812 0.01399 0.00620 -0.0852 0.1162 1.0000 5.500 1.1299 0.01458 0.00683 -0.0842 0.1114 1.0000 6.000 1.1774 0.01523 0.00753 -0.0832 0.1026 1.0000 6.500 1.2248 0.01585 0.00819 -0.0821 0.0917 1.0000 7.000 1.2639 0.01715 0.00927 -0.0798 0.0593 1.0000 7.500 1.3018 0.01843 0.01067 -0.0773 0.0516 1.0000 8.000 1.3427 0.01932 0.01163 -0.0754 0.0388 1.0000 8.500 1.3695 0.02107 0.01328 -0.0711 0.0150 1.0000 9.000 1.3933 0.02280 0.01525 -0.0664 0.0129 1.0000 9.500 1.4104 0.02507 0.01778 -0.0613 0.0116 1.0000 10.000 1.4123 0.02860 0.02158 -0.0555 0.0107 1.0000 10.500 1.4140 0.03251 0.02572 -0.0510 0.0100 1.0000 11.000 1.4164 0.03680 0.03024 -0.0476 0.0095 1.0000 11.500 1.4122 0.04221 0.03587 -0.0451 0.0092 1.0000 12.000 1.4043 0.04856 0.04246 -0.0437 0.0089 1.0000 12.500 1.3942 0.05563 0.04973 -0.0432 0.0086 1.0000 13.000 1.3839 0.06313 0.05743 -0.0433 0.0084 1.0000 13.500 1.3746 0.07063 0.06508 -0.0434 0.0082 1.0000 14.000 1.3720 0.07632 0.07080 -0.0409 0.0078 1.0000 14.500 1.3640 0.08472 0.07951 -0.0433 0.0076 1.0000 15.000 1.3577 0.09278 0.08784 -0.0450 0.0075 1.0000 15.500 1.3497 0.10126 0.09659 -0.0471 0.0075 1.0000 16.000 1.3390 0.11057 0.10618 -0.0501 0.0075 1.0000 16.500 1.3272 0.12022 0.11610 -0.0537 0.0076 1.0000 17.000 1.3333 0.12580 0.12182 -0.0529 0.0079 1.0000 17.500 1.3133 0.13864 0.13498 -0.0618 0.0080 1.0000 18.000 1.2660 0.16072 0.15768 -0.0783 0.0085 1.0000 18.500 1.2282 0.18125 0.17863 -0.0922 0.0093 1.0000