XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 113 14.62% 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 0.8903 0.00959 0.00383 -0.1945 0.6615 0.4804 0.500 0.9435 0.00945 0.00405 -0.1939 0.6526 0.6060 1.000 0.9964 0.00944 0.00415 -0.1931 0.6381 0.6798 1.500 1.0479 0.00963 0.00437 -0.1921 0.6172 0.7568 2.000 1.0927 0.00954 0.00454 -0.1895 0.6085 0.8530 2.500 1.1368 0.00952 0.00455 -0.1868 0.5936 1.0000 3.000 1.1878 0.00998 0.00475 -0.1861 0.5705 1.0000 3.500 1.2385 0.01021 0.00498 -0.1852 0.5592 1.0000 4.000 1.2861 0.01061 0.00524 -0.1838 0.5413 1.0000 4.500 1.3319 0.01112 0.00562 -0.1821 0.5213 1.0000 5.000 1.3757 0.01148 0.00602 -0.1800 0.5058 1.0000 5.500 1.4112 0.01216 0.00652 -0.1763 0.4839 1.0000 6.000 1.4536 0.01266 0.00703 -0.1741 0.4692 1.0000 6.500 1.4896 0.01334 0.00761 -0.1709 0.4505 1.0000 7.000 1.5219 0.01427 0.00843 -0.1671 0.4293 1.0000 7.500 1.5590 0.01496 0.00916 -0.1643 0.4155 1.0000 8.000 1.5849 0.01615 0.01024 -0.1599 0.3956 1.0000 8.500 1.6178 0.01720 0.01131 -0.1568 0.3807 1.0000 9.000 1.6485 0.01835 0.01246 -0.1535 0.3652 1.0000 9.500 1.6655 0.02029 0.01447 -0.1486 0.3427 1.0000 10.000 1.6975 0.02155 0.01586 -0.1459 0.3333 1.0000 10.500 1.7190 0.02338 0.01768 -0.1421 0.3165 1.0000 11.000 1.7311 0.02603 0.02028 -0.1376 0.2966 1.0000 11.500 1.7604 0.02774 0.02214 -0.1352 0.2874 1.0000 12.000 1.7704 0.03091 0.02527 -0.1313 0.2700 1.0000 12.500 1.7849 0.03392 0.02834 -0.1280 0.2532 1.0000 13.000 1.8010 0.03696 0.03147 -0.1253 0.2413 1.0000 13.500 1.8004 0.04148 0.03604 -0.1217 0.2222 1.0000 14.000 1.8134 0.04492 0.03960 -0.1194 0.2102 1.0000 14.500 1.8178 0.04938 0.04407 -0.1170 0.1953 1.0000 15.000 1.8141 0.05510 0.04985 -0.1147 0.1796 1.0000 15.500 1.8253 0.05943 0.05432 -0.1134 0.1696 1.0000 16.000 1.8121 0.06689 0.06177 -0.1120 0.1540 1.0000 16.500 1.8132 0.07276 0.06780 -0.1113 0.1434 1.0000 17.000 1.8109 0.07911 0.07424 -0.1110 0.1333 1.0000 17.500 1.7908 0.08780 0.08298 -0.1113 0.1204 1.0000 18.000 1.7942 0.09322 0.08859 -0.1117 0.1133 1.0000 18.500 1.7833 0.10061 0.09608 -0.1130 0.1042 1.0000 19.000 1.7635 0.10839 0.10386 -0.1149 0.0913 1.0000 19.500 1.7576 0.11495 0.11064 -0.1171 0.0861 1.0000 20.000 1.7551 0.12119 0.11709 -0.1192 0.0803 1.0000 20.500 1.7315 0.13121 0.12717 -0.1232 0.0728 1.0000 21.000 1.7224 0.13918 0.13524 -0.1263 0.0649 1.0000 21.500 1.7161 0.14730 0.14359 -0.1299 0.0621 1.0000 22.000 1.7085 0.15589 0.15233 -0.1337 0.0576 1.0000 22.500 1.6924 0.16643 0.16293 -0.1385 0.0525 1.0000 23.000 1.6708 0.17869 0.17529 -0.1440 0.0464 1.0000 23.500 1.6678 0.18724 0.18403 -0.1478 0.0440 1.0000 24.000 1.6504 0.19968 0.19672 -0.1534 0.0423 1.0000 24.500 1.6423 0.20995 0.20714 -0.1579 0.0392 1.0000 25.000 1.6156 0.22525 0.22260 -0.1644 0.0361 1.0000 25.500 1.5906 0.24032 0.23772 -0.1705 0.0320 1.0000 26.000 1.5674 0.25461 0.25218 -0.1758 0.0281 1.0000 26.500 1.5295 0.27199 0.26985 -0.1817 0.0270 1.0000