XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 82 13.31% 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 0.2435 0.00817 0.00311 -0.0118 0.3855 0.9324 0.500 0.3170 0.00846 0.00312 -0.0146 0.3661 0.9755 1.000 0.4098 0.00869 0.00314 -0.0216 0.3537 0.9948 1.500 0.4765 0.00881 0.00314 -0.0236 0.3456 1.0000 2.000 0.5273 0.00903 0.00320 -0.0225 0.3356 1.0000 2.500 0.5782 0.00939 0.00339 -0.0214 0.3233 1.0000 3.000 0.6291 0.00992 0.00382 -0.0204 0.3112 1.0000 3.500 0.6817 0.01007 0.00394 -0.0196 0.3075 1.0000 4.000 0.7348 0.01034 0.00419 -0.0189 0.3020 1.0000 4.500 0.7883 0.01067 0.00447 -0.0184 0.2956 1.0000 5.000 0.8421 0.01107 0.00480 -0.0179 0.2886 1.0000 5.500 0.8954 0.01162 0.00529 -0.0176 0.2804 1.0000 6.000 0.9474 0.01266 0.00636 -0.0172 0.2698 1.0000 6.500 1.0022 0.01290 0.00664 -0.0171 0.2675 1.0000 7.000 1.0568 0.01321 0.00701 -0.0170 0.2646 1.0000 7.500 1.1108 0.01362 0.00749 -0.0168 0.2602 1.0000 8.000 1.1641 0.01410 0.00803 -0.0167 0.2550 1.0000 8.500 1.2168 0.01463 0.00861 -0.0165 0.2496 1.0000 9.000 1.2680 0.01529 0.00928 -0.0162 0.2434 1.0000 9.500 1.3157 0.01655 0.01058 -0.0157 0.2327 1.0000 10.000 1.3645 0.01754 0.01172 -0.0154 0.2285 1.0000 10.500 1.4149 0.01801 0.01231 -0.0151 0.2264 1.0000 11.000 1.4636 0.01852 0.01303 -0.0146 0.2224 1.0000 11.500 1.5108 0.01910 0.01371 -0.0141 0.2167 1.0000 12.000 1.5548 0.01985 0.01456 -0.0133 0.2110 1.0000 12.500 1.5921 0.02087 0.01558 -0.0120 0.2025 1.0000 13.000 1.6169 0.02312 0.01797 -0.0096 0.1926 1.0000 13.500 1.6434 0.02430 0.01934 -0.0076 0.1909 1.0000 14.000 1.6664 0.02604 0.02128 -0.0065 0.1871 1.0000 14.500 1.6848 0.02853 0.02393 -0.0059 0.1815 1.0000 15.000 1.6965 0.03193 0.02751 -0.0059 0.1748 1.0000 15.500 1.6873 0.03759 0.03323 -0.0066 0.1655 1.0000 16.000 1.6832 0.04310 0.03891 -0.0075 0.1580 1.0000 16.500 1.6745 0.04943 0.04550 -0.0092 0.1539 1.0000 17.000 1.6544 0.05758 0.05380 -0.0120 0.1462 1.0000 17.500 1.6205 0.06806 0.06436 -0.0161 0.1382 1.0000 18.000 1.5838 0.07922 0.07563 -0.0206 0.1280 1.0000 18.500 1.5410 0.09187 0.08857 -0.0262 0.1235 1.0000 19.000 1.4970 0.10556 0.10246 -0.0327 0.1177 1.0000 19.500 1.4769 0.11549 0.11232 -0.0377 0.1073 1.0000 20.000 1.4389 0.12863 0.12564 -0.0447 0.0996 1.0000 20.500 1.4188 0.13902 0.13619 -0.0507 0.0932 1.0000 21.000 1.3877 0.15086 0.14805 -0.0582 0.0854 1.0000 21.500 1.3899 0.15679 0.15397 -0.0623 0.0761 1.0000 22.500 1.3499 0.17925 0.17671 -0.0767 0.0654 1.0000 23.000 1.3558 0.18555 0.18290 -0.0808 0.0553 1.0000 23.500 1.3381 0.19798 0.19554 -0.0882 0.0524 1.0000 24.000 1.3201 0.21114 0.20878 -0.0957 0.0465 1.0000 24.500 1.3227 0.21917 0.21667 -0.1005 0.0372 1.0000 25.500 1.2884 0.24781 0.24554 -0.1152 0.0292 1.0000 26.000 1.2849 0.25848 0.25615 -0.1206 0.0225 1.0000 26.500 1.2511 0.27969 0.27762 -0.1294 0.0210 1.0000 27.000 1.2426 0.29250 0.29055 -0.1348 0.0179 1.0000 27.500 1.2301 0.30599 0.30400 -0.1401 0.0133 1.0000