XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MH 83 13.29% 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 0.4633 0.01127 0.00287 -0.0648 0.3830 0.0288 0.500 0.5210 0.01079 0.00303 -0.0652 0.3690 0.2185 1.000 0.5790 0.01046 0.00318 -0.0655 0.3627 0.3687 1.500 0.6329 0.00976 0.00349 -0.0650 0.3536 0.7133 2.500 0.7449 0.01015 0.00412 -0.0640 0.3269 1.0000 3.000 0.8026 0.01042 0.00432 -0.0641 0.3234 1.0000 3.500 0.8601 0.01064 0.00449 -0.0641 0.3186 1.0000 4.000 0.9170 0.01098 0.00477 -0.0641 0.3127 1.0000 4.500 0.9733 0.01137 0.00509 -0.0641 0.3064 1.0000 5.000 1.0289 0.01184 0.00548 -0.0641 0.2998 1.0000 5.500 1.0835 0.01251 0.00614 -0.0640 0.2916 1.0000 6.000 1.1364 0.01364 0.00729 -0.0638 0.2827 1.0000 6.500 1.1919 0.01389 0.00755 -0.0638 0.2811 1.0000 7.000 1.2466 0.01419 0.00789 -0.0637 0.2782 1.0000 7.500 1.3004 0.01466 0.00840 -0.0636 0.2744 1.0000 8.000 1.3533 0.01519 0.00898 -0.0634 0.2699 1.0000 8.500 1.4054 0.01576 0.00958 -0.0632 0.2651 1.0000 9.000 1.4562 0.01642 0.01044 -0.0628 0.2601 1.0000 9.500 1.5048 0.01727 0.01133 -0.0623 0.2535 1.0000 10.000 1.5481 0.01925 0.01343 -0.0615 0.2429 1.0000 10.500 1.5968 0.01978 0.01409 -0.0610 0.2416 1.0000 11.000 1.6437 0.02036 0.01481 -0.0604 0.2396 1.0000 11.500 1.6886 0.02092 0.01550 -0.0596 0.2358 1.0000 12.000 1.7303 0.02169 0.01640 -0.0585 0.2310 1.0000 12.500 1.7682 0.02253 0.01742 -0.0570 0.2254 1.0000 13.000 1.7933 0.02371 0.01866 -0.0543 0.2194 1.0000 13.500 1.8081 0.02602 0.02105 -0.0516 0.2117 1.0000 14.000 1.8221 0.02897 0.02420 -0.0496 0.2050 1.0000 14.500 1.8399 0.03136 0.02680 -0.0488 0.2027 1.0000 15.000 1.8515 0.03464 0.03029 -0.0483 0.1985 1.0000 15.500 1.8564 0.03879 0.03464 -0.0482 0.1929 1.0000 16.000 1.8535 0.04408 0.04001 -0.0487 0.1856 1.0000 16.500 1.8305 0.05171 0.04769 -0.0498 0.1745 1.0000 17.000 1.8129 0.05939 0.05562 -0.0516 0.1696 1.0000 17.500 1.7840 0.06917 0.06567 -0.0549 0.1643 1.0000 18.000 1.7496 0.08043 0.07708 -0.0590 0.1562 1.0000 18.500 1.7073 0.09313 0.08981 -0.0641 0.1451 1.0000 19.000 1.6760 0.10434 0.10122 -0.0689 0.1371 1.0000 19.500 1.6265 0.11850 0.11564 -0.0759 0.1317 1.0000 20.000 1.5850 0.13092 0.12803 -0.0833 0.1195 1.0000 20.500 1.5748 0.13862 0.13587 -0.0878 0.1100 1.0000 21.000 1.5248 0.15453 0.15201 -0.0970 0.1033 1.0000 21.500 1.5250 0.16156 0.15883 -0.1012 0.0894 1.0000 22.000 1.5179 0.17056 0.16797 -0.1062 0.0824 1.0000 22.500 1.4820 0.18653 0.18406 -0.1149 0.0751 1.0000 23.000 1.4807 0.19501 0.19241 -0.1194 0.0635 1.0000 23.500 1.4713 0.20570 0.20321 -0.1249 0.0569 1.0000 24.000 1.4377 0.22351 0.22104 -0.1335 0.0491 1.0000 24.500 1.4328 0.23363 0.23121 -0.1382 0.0419 1.0000 25.000 1.4146 0.24756 0.24514 -0.1442 0.0347 1.0000 25.500 1.3815 0.26607 0.26372 -0.1515 0.0280 1.0000 26.000 1.3580 0.28047 0.27811 -0.1566 0.0205 1.0000 27.000 1.1214 0.30010 0.29813 -0.1573 0.0068 1.0000 27.500 1.0969 0.30283 0.30101 -0.1587 0.0058 1.0000 28.000 1.0541 0.30814 0.30657 -0.1608 0.0056 1.0000 28.500 1.0154 0.31458 0.31321 -0.1632 0.0053 1.0000