XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MA409 (original) 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 0.6103 0.00716 0.00260 -0.1138 0.6821 0.9459 0.500 0.6609 0.00722 0.00223 -0.1123 0.5825 1.0000 1.000 0.7114 0.00797 0.00263 -0.1110 0.5557 1.0000 1.500 0.7653 0.00839 0.00296 -0.1104 0.5339 1.0000 2.000 0.8198 0.00859 0.00314 -0.1099 0.5064 1.0000 2.500 0.8729 0.00884 0.00326 -0.1092 0.4632 1.0000 3.000 0.9237 0.00935 0.00357 -0.1081 0.4231 1.0000 3.500 0.9744 0.00987 0.00392 -0.1071 0.3780 1.0000 4.000 1.0236 0.01053 0.00439 -0.1058 0.3417 1.0000 4.500 1.0727 0.01121 0.00493 -0.1046 0.3082 1.0000 5.000 1.1217 0.01189 0.00545 -0.1034 0.2547 1.0000 5.500 1.1648 0.01310 0.00626 -0.1014 0.1956 1.0000 6.000 1.2097 0.01413 0.00713 -0.0997 0.1613 1.0000 6.500 1.2550 0.01509 0.00794 -0.0981 0.1303 1.0000 7.000 1.2990 0.01609 0.00883 -0.0963 0.1088 1.0000 7.500 1.3419 0.01710 0.00982 -0.0943 0.0960 1.0000 8.000 1.3829 0.01816 0.01090 -0.0921 0.0865 1.0000 8.500 1.4224 0.01924 0.01202 -0.0897 0.0770 1.0000 9.000 1.4598 0.02026 0.01309 -0.0870 0.0653 1.0000 9.500 1.4931 0.02154 0.01433 -0.0837 0.0455 1.0000 10.000 1.5152 0.02355 0.01631 -0.0790 0.0346 1.0000 10.500 1.5353 0.02567 0.01852 -0.0744 0.0308 1.0000 11.000 1.5491 0.02829 0.02126 -0.0696 0.0283 1.0000 11.500 1.5637 0.03101 0.02416 -0.0655 0.0268 1.0000 12.000 1.5738 0.03428 0.02760 -0.0617 0.0257 1.0000 12.500 1.5716 0.03898 0.03245 -0.0581 0.0246 1.0000 13.000 1.5728 0.04390 0.03760 -0.0558 0.0239 1.0000 13.500 1.5722 0.04922 0.04316 -0.0541 0.0233 1.0000 14.000 1.5675 0.05525 0.04940 -0.0530 0.0226 1.0000 14.500 1.5586 0.06227 0.05663 -0.0528 0.0223 1.0000 15.000 1.5493 0.07011 0.06465 -0.0538 0.0219 1.0000 15.500 1.5420 0.07784 0.07257 -0.0552 0.0217 1.0000 16.000 1.5325 0.08562 0.08051 -0.0561 0.0214 1.0000 16.500 1.5191 0.09490 0.09007 -0.0591 0.0210 1.0000 17.000 1.4972 0.10601 0.10153 -0.0635 0.0204 1.0000 17.500 1.4821 0.11592 0.11169 -0.0673 0.0203 1.0000 18.000 1.4646 0.12689 0.12292 -0.0725 0.0201 1.0000 18.500 1.4429 0.13884 0.13517 -0.0784 0.0202 1.0000 19.000 1.4174 0.15267 0.14929 -0.0867 0.0197 1.0000 19.500 1.3883 0.16794 0.16490 -0.0962 0.0204 1.0000 20.000 1.3345 0.19182 0.18921 -0.1125 0.0203 1.0000