XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 114 13.02% 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 0.8739 0.00875 0.00359 -0.1944 0.6967 0.6267 0.500 0.9277 0.00872 0.00366 -0.1938 0.6827 0.7083 1.000 0.9799 0.00881 0.00380 -0.1928 0.6658 0.7915 1.500 1.0201 0.00864 0.00386 -0.1891 0.6533 0.9054 2.000 1.0722 0.00873 0.00384 -0.1882 0.6365 1.0000 2.500 1.1265 0.00906 0.00402 -0.1880 0.6185 1.0000 3.000 1.1788 0.00927 0.00418 -0.1874 0.6016 1.0000 3.500 1.2285 0.00972 0.00443 -0.1863 0.5785 1.0000 4.000 1.2797 0.00999 0.00472 -0.1856 0.5638 1.0000 4.500 1.3253 0.01046 0.00505 -0.1837 0.5395 1.0000 5.000 1.3730 0.01090 0.00545 -0.1823 0.5205 1.0000 5.500 1.4150 0.01144 0.00589 -0.1799 0.4967 1.0000 6.000 1.4555 0.01201 0.00643 -0.1771 0.4759 1.0000 6.500 1.4930 0.01265 0.00700 -0.1739 0.4536 1.0000 7.000 1.5280 0.01344 0.00776 -0.1704 0.4312 1.0000 7.500 1.5644 0.01417 0.00849 -0.1672 0.4117 1.0000 8.000 1.5927 0.01528 0.00952 -0.1628 0.3869 1.0000 8.500 1.6274 0.01616 0.01045 -0.1596 0.3699 1.0000 9.000 1.6483 0.01773 0.01196 -0.1545 0.3434 1.0000 9.500 1.6824 0.01877 0.01311 -0.1516 0.3292 1.0000 10.000 1.6965 0.02090 0.01513 -0.1462 0.3017 1.0000 10.500 1.7265 0.02235 0.01669 -0.1432 0.2872 1.0000 11.000 1.7377 0.02501 0.01927 -0.1382 0.2614 1.0000 11.500 1.7595 0.02716 0.02150 -0.1348 0.2442 1.0000 12.000 1.7638 0.03062 0.02492 -0.1299 0.2199 1.0000 12.500 1.7815 0.03342 0.02778 -0.1268 0.2029 1.0000 13.000 1.7837 0.03777 0.03213 -0.1229 0.1806 1.0000 13.500 1.7928 0.04174 0.03612 -0.1199 0.1635 1.0000 14.000 1.7936 0.04678 0.04134 -0.1170 0.1457 1.0000 14.500 1.7910 0.05236 0.04692 -0.1146 0.1290 1.0000 15.000 1.7913 0.05773 0.05241 -0.1126 0.1140 1.0000 15.500 1.7831 0.06448 0.05923 -0.1111 0.1016 1.0000 16.000 1.7789 0.07115 0.06601 -0.1102 0.0886 1.0000 16.500 1.7709 0.07867 0.07366 -0.1100 0.0790 1.0000 17.000 1.7494 0.08833 0.08338 -0.1107 0.0662 1.0000 17.500 1.7503 0.09474 0.08998 -0.1113 0.0597 1.0000 18.000 1.7285 0.10467 0.09998 -0.1135 0.0516 1.0000 18.500 1.7131 0.11361 0.10912 -0.1159 0.0447 1.0000 19.000 1.7075 0.12085 0.11654 -0.1183 0.0399 1.0000 19.500 1.6844 0.13054 0.12633 -0.1226 0.0345 1.0000 20.000 1.6673 0.13983 0.13577 -0.1268 0.0285 1.0000 20.500 1.6593 0.14832 0.14451 -0.1310 0.0264 1.0000 21.000 1.6493 0.15748 0.15380 -0.1355 0.0229 1.0000 21.500 1.6191 0.17146 0.16794 -0.1427 0.0183 1.0000 22.000 1.5954 0.18488 0.18160 -0.1494 0.0156 1.0000 22.500 1.5925 0.19409 0.19100 -0.1540 0.0143 1.0000 23.000 1.5743 0.20748 0.20463 -0.1606 0.0132 1.0000 23.500 1.5603 0.22033 0.21764 -0.1667 0.0115 1.0000 24.000 1.5335 0.23751 0.23500 -0.1745 0.0102 1.0000 24.500 1.5072 0.25508 0.25274 -0.1819 0.0083 1.0000 25.000 1.4627 0.27897 0.27699 -0.1906 0.0071 1.0000 25.500 1.4235 0.30018 0.29844 -0.1974 0.0065 1.0000