XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 102 16.99% 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 0.3211 0.00988 0.00305 -0.0588 0.5018 0.4199 0.500 0.3744 0.00987 0.00307 -0.0581 0.4860 0.4634 1.000 0.4282 0.01001 0.00329 -0.0576 0.4691 0.5127 1.500 0.4824 0.00986 0.00340 -0.0570 0.4639 0.5774 2.000 0.5353 0.00974 0.00352 -0.0561 0.4546 0.6539 2.500 0.5862 0.00969 0.00372 -0.0547 0.4445 0.7429 3.000 0.6341 0.00977 0.00402 -0.0526 0.4315 0.8420 3.500 0.6921 0.00999 0.00441 -0.0524 0.4194 0.9308 4.000 0.7750 0.01012 0.00459 -0.0577 0.4127 0.9768 4.500 0.8602 0.01035 0.00481 -0.0638 0.4029 1.0000 5.000 0.9024 0.01064 0.00498 -0.0612 0.3902 1.0000 5.500 0.9468 0.01123 0.00548 -0.0591 0.3735 1.0000 6.000 0.9955 0.01137 0.00569 -0.0576 0.3694 1.0000 6.500 1.0444 0.01157 0.00592 -0.0563 0.3598 1.0000 7.000 1.0908 0.01192 0.00622 -0.0545 0.3451 1.0000 7.500 1.1354 0.01254 0.00677 -0.0526 0.3275 1.0000 8.000 1.1843 0.01280 0.00711 -0.0514 0.3193 1.0000 8.500 1.2275 0.01329 0.00752 -0.0493 0.3021 1.0000 9.000 1.2663 0.01404 0.00821 -0.0466 0.2835 1.0000 9.500 1.3093 0.01455 0.00879 -0.0446 0.2732 1.0000 10.000 1.3374 0.01541 0.00955 -0.0403 0.2564 1.0000 10.500 1.3669 0.01636 0.01052 -0.0365 0.2408 1.0000 11.000 1.3988 0.01729 0.01159 -0.0334 0.2297 1.0000 11.500 1.4174 0.01888 0.01312 -0.0291 0.2147 1.0000 12.000 1.4399 0.02051 0.01483 -0.0259 0.2027 1.0000 12.500 1.4644 0.02221 0.01661 -0.0233 0.1925 1.0000 13.000 1.4733 0.02507 0.01945 -0.0203 0.1797 1.0000 13.500 1.4821 0.02825 0.02271 -0.0178 0.1679 1.0000 14.000 1.5002 0.03103 0.02565 -0.0164 0.1620 1.0000 14.500 1.5053 0.03504 0.02972 -0.0150 0.1532 1.0000 15.000 1.4891 0.04113 0.03581 -0.0138 0.1391 1.0000 15.500 1.4952 0.04554 0.04040 -0.0134 0.1336 1.0000 16.000 1.5003 0.05035 0.04543 -0.0134 0.1279 1.0000 16.500 1.4889 0.05729 0.05242 -0.0142 0.1199 1.0000 17.000 1.4632 0.06603 0.06119 -0.0156 0.1077 1.0000 17.500 1.4671 0.07146 0.06681 -0.0165 0.1043 1.0000 18.000 1.4611 0.07822 0.07377 -0.0183 0.1003 1.0000 18.500 1.4526 0.08552 0.08116 -0.0204 0.0943 1.0000 19.000 1.4255 0.09583 0.09153 -0.0240 0.0872 1.0000 19.500 1.4201 0.10282 0.09860 -0.0262 0.0793 1.0000 20.000 1.4200 0.10949 0.10547 -0.0290 0.0771 1.0000 20.500 1.4046 0.11860 0.11475 -0.0334 0.0724 1.0000 21.000 1.3992 0.12586 0.12205 -0.0369 0.0674 1.0000 21.500 1.3723 0.13655 0.13281 -0.0428 0.0613 1.0000 22.000 1.3708 0.14246 0.13884 -0.0464 0.0561 1.0000 22.500 1.3619 0.15031 0.14689 -0.0515 0.0541 1.0000 23.000 1.3488 0.15942 0.15615 -0.0573 0.0503 1.0000 23.500 1.3399 0.16807 0.16485 -0.0627 0.0463 1.0000 24.000 1.3139 0.18071 0.17751 -0.0703 0.0398 1.0000 24.500 1.3072 0.18983 0.18684 -0.0757 0.0370 1.0000 25.000 1.2790 0.20493 0.20219 -0.0842 0.0353 1.0000 25.500 1.2706 0.21572 0.21308 -0.0903 0.0322 1.0000 26.000 1.2417 0.23267 0.23012 -0.0989 0.0286 1.0000 27.000 1.0121 0.33673 0.33461 -0.1308 0.0165 1.0000