XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: N-11 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 0.6494 0.00735 0.00234 -0.1027 0.6260 1.0000 0.500 0.7002 0.00765 0.00243 -0.1016 0.5974 1.0000 1.000 0.7514 0.00795 0.00258 -0.1006 0.5680 1.0000 1.500 0.8020 0.00830 0.00275 -0.0996 0.5362 1.0000 2.000 0.8519 0.00869 0.00297 -0.0985 0.4986 1.0000 2.500 0.9005 0.00918 0.00325 -0.0973 0.4517 1.0000 3.000 0.9482 0.00978 0.00362 -0.0960 0.4062 1.0000 3.500 0.9961 0.01040 0.00407 -0.0947 0.3747 1.0000 4.000 1.0446 0.01100 0.00455 -0.0937 0.3521 1.0000 4.500 1.0934 0.01156 0.00507 -0.0928 0.3347 1.0000 5.000 1.1420 0.01211 0.00561 -0.0918 0.3185 1.0000 5.500 1.1891 0.01272 0.00618 -0.0907 0.2995 1.0000 6.000 1.2368 0.01325 0.00674 -0.0896 0.2793 1.0000 6.500 1.2832 0.01383 0.00732 -0.0885 0.2574 1.0000 7.000 1.3265 0.01457 0.00799 -0.0868 0.2266 1.0000 7.500 1.3641 0.01562 0.00888 -0.0844 0.1876 1.0000 8.000 1.3925 0.01705 0.01012 -0.0804 0.1480 1.0000 8.500 1.4044 0.01955 0.01214 -0.0744 0.0761 1.0000 9.000 1.4074 0.02274 0.01498 -0.0676 0.0234 1.0000 9.500 1.4246 0.02512 0.01750 -0.0633 0.0190 1.0000 10.000 1.4387 0.02789 0.02048 -0.0593 0.0172 1.0000 10.500 1.4425 0.03175 0.02456 -0.0553 0.0160 1.0000 11.000 1.4488 0.03574 0.02878 -0.0525 0.0151 1.0000 11.500 1.4476 0.04079 0.03404 -0.0501 0.0143 1.0000 12.000 1.4378 0.04719 0.04065 -0.0486 0.0137 1.0000 12.500 1.4201 0.05512 0.04880 -0.0480 0.0133 1.0000 13.000 1.3967 0.06419 0.05806 -0.0482 0.0130 1.0000 13.500 1.3916 0.07148 0.06557 -0.0490 0.0128 1.0000 14.000 1.3849 0.07913 0.07342 -0.0501 0.0124 1.0000 14.500 1.3786 0.08684 0.08133 -0.0514 0.0121 1.0000 15.000 1.3735 0.09442 0.08909 -0.0528 0.0116 1.0000 15.500 1.3712 0.10155 0.09636 -0.0543 0.0112 1.0000 16.000 1.3711 0.10821 0.10314 -0.0556 0.0109 1.0000 16.500 1.3777 0.11321 0.10820 -0.0556 0.0106 1.0000 17.000 1.3906 0.11635 0.11144 -0.0535 0.0103 1.0000 17.500 1.3806 0.12579 0.12119 -0.0581 0.0102 1.0000 18.000 1.3705 0.13551 0.13119 -0.0632 0.0101 1.0000 18.500 1.3576 0.14616 0.14215 -0.0694 0.0101 1.0000 19.000 1.3426 0.15771 0.15401 -0.0768 0.0100 1.0000 19.500 1.3256 0.17031 0.16691 -0.0853 0.0100 1.0000 20.000 1.3075 0.18371 0.18060 -0.0948 0.0100 1.0000 20.500 1.2870 0.19858 0.19575 -0.1055 0.0101 1.0000