XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: I.S.A. 962 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 0.6026 0.00953 0.00241 -0.0928 0.6382 0.0719 0.500 0.6557 0.00876 0.00256 -0.0925 0.6117 0.4237 1.000 0.7154 0.00770 0.00265 -0.0931 0.5778 1.0000 1.500 0.7684 0.00804 0.00274 -0.0923 0.5363 1.0000 2.000 0.8194 0.00854 0.00292 -0.0912 0.4772 1.0000 2.500 0.8684 0.00927 0.00324 -0.0899 0.4039 1.0000 4.000 1.0201 0.01112 0.00452 -0.0873 0.3104 1.0000 4.500 1.0706 0.01169 0.00498 -0.0864 0.2816 1.0000 5.000 1.1192 0.01240 0.00548 -0.0854 0.2313 1.0000 5.500 1.1639 0.01344 0.00622 -0.0838 0.1879 1.0000 6.000 1.2082 0.01445 0.00711 -0.0822 0.1721 1.0000 6.500 1.2531 0.01535 0.00799 -0.0806 0.1616 1.0000 7.000 1.2976 0.01620 0.00889 -0.0790 0.1530 1.0000 7.500 1.3398 0.01716 0.00987 -0.0771 0.1437 1.0000 8.000 1.3798 0.01818 0.01088 -0.0750 0.1344 1.0000 8.500 1.4232 0.01884 0.01164 -0.0734 0.1262 1.0000 9.000 1.4603 0.01975 0.01264 -0.0708 0.1186 1.0000 9.500 1.4921 0.02084 0.01375 -0.0675 0.1112 1.0000 10.000 1.5264 0.02185 0.01485 -0.0648 0.1036 1.0000 10.500 1.5580 0.02309 0.01619 -0.0621 0.0964 1.0000 11.000 1.5864 0.02463 0.01781 -0.0593 0.0897 1.0000 11.500 1.6128 0.02640 0.01966 -0.0567 0.0822 1.0000 12.000 1.6377 0.02839 0.02173 -0.0543 0.0738 1.0000 12.500 1.6592 0.03074 0.02417 -0.0519 0.0620 1.0000 13.000 1.6658 0.03455 0.02791 -0.0490 0.0412 1.0000 13.500 1.6469 0.04113 0.03442 -0.0458 0.0221 1.0000 14.000 1.6387 0.04727 0.04078 -0.0442 0.0196 1.0000 14.500 1.6246 0.05461 0.04837 -0.0437 0.0184 1.0000 15.000 1.6103 0.06263 0.05668 -0.0444 0.0177 1.0000 15.500 1.5871 0.07249 0.06683 -0.0463 0.0172 1.0000 16.000 1.5561 0.08426 0.07890 -0.0497 0.0168 1.0000 16.500 1.5186 0.09786 0.09281 -0.0545 0.0166 1.0000 17.000 1.4786 0.11248 0.10772 -0.0603 0.0165 1.0000 17.500 1.4402 0.12722 0.12271 -0.0669 0.0164 1.0000 18.000 1.4069 0.14150 0.13720 -0.0740 0.0162 1.0000 18.500 1.3825 0.15435 0.15019 -0.0810 0.0159 1.0000 19.000 1.3719 0.16473 0.16072 -0.0870 0.0156 1.0000 19.500 1.3669 0.17396 0.17008 -0.0927 0.0152 1.0000 20.000 1.3679 0.18179 0.17800 -0.0977 0.0146 1.0000 20.500 1.3744 0.18817 0.18441 -0.1021 0.0141 1.0000 21.000 1.3927 0.19074 0.18691 -0.1039 0.0135 1.0000 21.500 1.3958 0.19823 0.19455 -0.1094 0.0132 1.0000 22.000 1.3977 0.20608 0.20258 -0.1153 0.0129 1.0000 22.500 1.3999 0.21387 0.21053 -0.1214 0.0125 1.0000 23.000 1.4018 0.22174 0.21855 -0.1278 0.0122 1.0000 23.500 1.4029 0.22994 0.22690 -0.1345 0.0120 1.0000 24.000 1.4007 0.23929 0.23641 -0.1422 0.0117 1.0000 24.500 1.3860 0.25347 0.25087 -0.1534 0.0117 1.0000