XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: N-24 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 0.7453 0.01176 0.00410 -0.0837 0.4898 0.1409 0.500 0.8030 0.01156 0.00419 -0.0847 0.4836 0.2061 1.000 0.8528 0.01045 0.00440 -0.0845 0.4679 0.6536 1.500 0.9407 0.01074 0.00479 -0.0923 0.3911 1.0002 2.000 0.9867 0.01148 0.00508 -0.0914 0.3582 1.0002 4.000 1.1739 0.01480 0.00829 -0.0885 0.2940 1.0002 4.500 1.2229 0.01543 0.00899 -0.0884 0.2938 1.0002 5.000 1.2709 0.01609 0.00972 -0.0882 0.2936 1.0002 5.500 1.3175 0.01677 0.01048 -0.0879 0.2933 1.0002 6.000 1.3623 0.01745 0.01124 -0.0873 0.2929 1.0002 6.500 1.4040 0.01785 0.01162 -0.0863 0.2921 1.0002 7.000 1.4351 0.01772 0.01133 -0.0833 0.2893 1.0002 7.500 1.4450 0.01910 0.01257 -0.0785 0.2534 1.0002 8.000 1.4389 0.02259 0.01563 -0.0727 0.1925 1.0002 8.500 1.4255 0.02711 0.01980 -0.0676 0.1623 1.0002 9.000 1.4213 0.03125 0.02366 -0.0638 0.1337 1.0002 9.500 1.4096 0.03715 0.02959 -0.0613 0.1217 1.0002 10.000 1.4249 0.04064 0.03299 -0.0601 0.1051 1.0002 10.500 1.4498 0.04330 0.03567 -0.0596 0.0947 1.0002 11.000 1.4664 0.04689 0.03931 -0.0591 0.0888 1.0002 11.500 1.4395 0.05595 0.04853 -0.0585 0.0806 1.0002 12.000 1.4215 0.06319 0.05559 -0.0573 0.0625 1.0002 12.500 1.3558 0.07819 0.07106 -0.0583 0.0644 1.0002 13.000 1.3561 0.08405 0.07679 -0.0585 0.0491 1.0002 13.500 1.4429 0.07982 0.07348 -0.0600 0.0957 1.0002 14.000 1.4581 0.08386 0.07760 -0.0605 0.0940 1.0002 14.500 1.4745 0.08769 0.08147 -0.0610 0.0895 1.0002 15.000 1.4673 0.09429 0.08779 -0.0615 0.0699 1.0002 15.500 1.4489 0.10302 0.09646 -0.0629 0.0574 1.0002 16.000 1.3832 0.11990 0.11375 -0.0673 0.0588 1.0002 16.500 1.3859 0.12546 0.11921 -0.0690 0.0447 1.0002 17.000 1.3727 0.13298 0.12658 -0.0714 0.0230 1.0002