XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: N-10                                            
  
 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   0.6107   0.00763   0.00234  -0.0860  0.5697  1.0001
   0.500   0.6580   0.00810   0.00244  -0.0843  0.4879  1.0001
   1.000   0.7041   0.00886   0.00275  -0.0826  0.4196  1.0001
   1.500   0.7542   0.00940   0.00309  -0.0817  0.3920  1.0001
   2.000   0.8053   0.00988   0.00345  -0.0810  0.3751  1.0001
   2.500   0.8572   0.01032   0.00381  -0.0805  0.3617  1.0001
   3.000   0.9092   0.01074   0.00420  -0.0801  0.3504  1.0001
   3.500   0.9617   0.01112   0.00460  -0.0798  0.3404  1.0001
   4.000   1.0137   0.01153   0.00504  -0.0794  0.3303  1.0001
   4.500   1.0651   0.01196   0.00551  -0.0790  0.3201  1.0001
   5.000   1.1161   0.01236   0.00595  -0.0785  0.3060  1.0001
   5.500   1.1659   0.01279   0.00640  -0.0779  0.2876  1.0001
   6.000   1.2156   0.01319   0.00684  -0.0773  0.2573  1.0001
   6.500   1.2538   0.01446   0.00767  -0.0750  0.1757  1.0001
   7.000   1.2900   0.01588   0.00892  -0.0725  0.1437  1.0001
   7.500   1.3287   0.01700   0.01003  -0.0703  0.1248  1.0001
   8.000   1.3636   0.01827   0.01120  -0.0677  0.0954  1.0001
   8.500   1.3657   0.02134   0.01375  -0.0601  0.0248  1.0001
   9.000   1.3849   0.02345   0.01600  -0.0556  0.0198  1.0001
   9.500   1.3974   0.02615   0.01888  -0.0509  0.0176  1.0001
  10.000   1.4103   0.02905   0.02198  -0.0473  0.0162  1.0001
  10.500   1.4138   0.03304   0.02618  -0.0438  0.0152  1.0001
  11.000   1.4017   0.03896   0.03233  -0.0408  0.0145  1.0001
  11.500   1.3985   0.04463   0.03822  -0.0395  0.0140  1.0001
  12.000   1.3941   0.05090   0.04473  -0.0390  0.0135  1.0001
  12.500   1.3856   0.05806   0.05209  -0.0393  0.0130  1.0001
  13.000   1.3756   0.06576   0.06000  -0.0402  0.0125  1.0001
  13.500   1.3648   0.07383   0.06825  -0.0415  0.0122  1.0001
  14.000   1.3551   0.08173   0.07627  -0.0426  0.0118  1.0001
  14.500   1.3516   0.08776   0.08237  -0.0417  0.0114  1.0001
  15.000   1.3473   0.09565   0.09051  -0.0440  0.0113  1.0001
  15.500   1.3427   0.10364   0.09876  -0.0464  0.0111  1.0001
  16.000   1.3362   0.11215   0.10752  -0.0495  0.0108  1.0001
  16.500   1.3278   0.12126   0.11688  -0.0533  0.0106  1.0001
  17.000   1.3183   0.13078   0.12667  -0.0578  0.0104  1.0001
  17.500   1.3071   0.14100   0.13714  -0.0632  0.0102  1.0001
  18.000   1.2934   0.15214   0.14855  -0.0697  0.0101  1.0001
  18.500   1.2747   0.16508   0.16179  -0.0779  0.0101  1.0001
  19.000   1.2504   0.18047   0.17752  -0.0882  0.0102  1.0001
  19.500   1.2176   0.19989   0.19728  -0.1014  0.0105  1.0001
  20.000   1.1727   0.22619   0.22387  -0.1184  0.0112  1.0001