XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: MUE 139 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 0.4140 0.01219 0.00392 -0.0600 0.4034 0.1054 0.500 0.4665 0.01211 0.00381 -0.0587 0.3906 0.1149 1.000 0.5190 0.01204 0.00373 -0.0574 0.3776 0.1272 1.500 0.5716 0.01198 0.00370 -0.0562 0.3650 0.1449 2.000 0.6217 0.01169 0.00378 -0.0547 0.3534 0.2505 2.500 0.7483 0.01031 0.00417 -0.0695 0.3379 1.0000 3.000 0.7971 0.01063 0.00436 -0.0676 0.3282 1.0000 3.500 0.8453 0.01103 0.00461 -0.0656 0.3199 1.0000 4.000 0.8944 0.01135 0.00486 -0.0638 0.3116 1.0000 4.500 0.9427 0.01178 0.00521 -0.0620 0.3049 1.0000 5.000 0.9911 0.01216 0.00551 -0.0601 0.2970 1.0000 5.500 1.0393 0.01255 0.00587 -0.0583 0.2892 1.0000 6.000 1.0866 0.01303 0.00627 -0.0564 0.2829 1.0000 6.500 1.1344 0.01348 0.00673 -0.0546 0.2770 1.0000 7.000 1.1812 0.01395 0.00718 -0.0528 0.2713 1.0000 7.500 1.2274 0.01451 0.00772 -0.0509 0.2656 1.0000 8.000 1.2732 0.01498 0.00823 -0.0489 0.2598 1.0000 8.500 1.3174 0.01562 0.00884 -0.0468 0.2541 1.0000 9.000 1.3612 0.01609 0.00941 -0.0447 0.2481 1.0000 9.500 1.4025 0.01681 0.01008 -0.0422 0.2421 1.0000 10.000 1.4429 0.01729 0.01070 -0.0396 0.2357 1.0000 10.500 1.4785 0.01805 0.01145 -0.0365 0.2292 1.0000 11.000 1.5098 0.01863 0.01216 -0.0325 0.2221 1.0000 11.500 1.5388 0.01947 0.01306 -0.0286 0.2146 1.0000 12.000 1.5646 0.02055 0.01417 -0.0248 0.2063 1.0000 12.500 1.5917 0.02174 0.01548 -0.0218 0.1968 1.0000 13.000 1.6144 0.02343 0.01727 -0.0190 0.1872 1.0000 13.500 1.6323 0.02574 0.01965 -0.0166 0.1777 1.0000 14.000 1.6445 0.02884 0.02283 -0.0148 0.1689 1.0000 14.500 1.6501 0.03285 0.02690 -0.0137 0.1610 1.0000 15.000 1.6534 0.03736 0.03152 -0.0130 0.1537 1.0000 15.500 1.6509 0.04260 0.03690 -0.0127 0.1478 1.0000 16.000 1.6403 0.04889 0.04327 -0.0129 0.1424 1.0000 16.500 1.6324 0.05526 0.04981 -0.0136 0.1376 1.0000 17.000 1.6198 0.06240 0.05704 -0.0147 0.1331 1.0000 17.500 1.6089 0.06955 0.06434 -0.0161 0.1288 1.0000 18.000 1.5965 0.07714 0.07207 -0.0180 0.1245 1.0000 18.500 1.5870 0.08425 0.07925 -0.0196 0.1204 1.0000 19.000 1.5714 0.09266 0.08785 -0.0223 0.1161 1.0000 19.500 1.5665 0.09925 0.09445 -0.0242 0.1119 1.0000 20.000 1.5494 0.10823 0.10365 -0.0276 0.1082 1.0000 20.500 1.5478 0.11453 0.10994 -0.0298 0.1040 1.0000 21.000 1.5321 0.12350 0.11914 -0.0339 0.1004 1.0000 21.500 1.5279 0.13056 0.12628 -0.0372 0.0971 1.0000 22.000 1.5227 0.13779 0.13361 -0.0408 0.0935 1.0000 22.500 1.5139 0.14584 0.14182 -0.0453 0.0901 1.0000 23.000 1.5201 0.15109 0.14708 -0.0484 0.0868 1.0000 23.500 1.5044 0.16051 0.15672 -0.0543 0.0836 1.0000 24.000 1.5111 0.16576 0.16199 -0.0578 0.0808 1.0000 24.500 1.4970 0.17490 0.17132 -0.0641 0.0776 1.0000 25.000 1.4935 0.18212 0.17864 -0.0694 0.0746 1.0000 25.500 1.4918 0.18890 0.18552 -0.0746 0.0718 1.0000 26.000 1.4744 0.19895 0.19574 -0.0824 0.0685 1.0000 26.500 1.4806 0.20419 0.20101 -0.0869 0.0658 1.0000 27.000 1.4498 0.21721 0.21426 -0.0972 0.0623 1.0000 28.000 1.4323 0.23438 0.23162 -0.1119 0.0557 1.0000 28.500 1.3820 0.25328 0.25070 -0.1269 0.0503 1.0000 29.500 1.3525 0.27584 0.27342 -0.1459 0.0404 1.0000 30.000 1.3362 0.28846 0.28611 -0.1560 0.0337 1.0000 31.000 1.3598 0.29568 0.29322 -0.1651 0.0195 1.0000 31.500 1.3621 0.30217 0.29949 -0.1716 0.0133 1.0000 32.000 1.3691 0.30700 0.30423 -0.1771 0.0113 1.0000 32.500 1.3776 0.31111 0.30827 -0.1823 0.0096 1.0000 33.000 1.3874 0.31451 0.31170 -0.1869 0.0090 1.0000 33.500 1.4003 0.31671 0.31382 -0.1910 0.0084 1.0000 34.000 1.4087 0.32035 0.31753 -0.1960 0.0080 1.0000 34.500 1.4184 0.32339 0.32059 -0.2008 0.0076 1.0000 35.000 1.4324 0.32467 0.32182 -0.2046 0.0072 1.0000 35.500 1.4377 0.32882 0.32608 -0.2101 0.0070 1.0000 36.000 1.4404 0.33390 0.33128 -0.2162 0.0068 1.0000 36.500 1.4424 0.33911 0.33660 -0.2225 0.0065 1.0000 37.000 1.4456 0.34362 0.34119 -0.2285 0.0063 1.0000 37.500 1.4524 0.34638 0.34398 -0.2335 0.0062 1.0000