XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 63,3-418 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 0.3409 0.00964 0.00365 -0.0753 0.6165 0.6045 0.500 0.3992 0.00970 0.00373 -0.0758 0.6073 0.6152 1.000 0.4579 0.00993 0.00388 -0.0764 0.5964 0.6245 1.500 0.5166 0.00993 0.00394 -0.0771 0.5890 0.6336 2.000 0.5744 0.00999 0.00410 -0.0775 0.5801 0.6451 2.500 0.6324 0.01021 0.00425 -0.0780 0.5687 0.6556 3.000 0.6905 0.01034 0.00444 -0.0786 0.5602 0.6651 3.500 0.7476 0.01039 0.00462 -0.0789 0.5508 0.6762 4.000 0.8049 0.01058 0.00483 -0.0793 0.5402 0.6870 4.500 0.8615 0.01077 0.00509 -0.0796 0.5283 0.6985 5.000 0.9174 0.01085 0.00529 -0.0797 0.5162 0.7102 5.500 0.9722 0.01108 0.00546 -0.0796 0.4969 0.7207 6.000 1.0262 0.01114 0.00569 -0.0794 0.4794 0.7330 6.500 1.0797 0.01145 0.00605 -0.0791 0.4624 0.7452 7.000 1.1295 0.01180 0.00639 -0.0783 0.4345 0.7585 7.500 1.1785 0.01224 0.00686 -0.0774 0.4052 0.7718 8.000 1.2208 0.01301 0.00756 -0.0756 0.3545 0.7851 8.500 1.2481 0.01452 0.00876 -0.0718 0.2851 0.8002 9.000 1.2619 0.01638 0.01037 -0.0662 0.2249 0.8179 9.500 1.2687 0.01890 0.01267 -0.0609 0.1697 0.8385 10.000 1.2728 0.02194 0.01557 -0.0563 0.1256 0.8629 10.500 1.2774 0.02504 0.01866 -0.0522 0.0949 0.8997 11.000 1.2835 0.02815 0.02186 -0.0488 0.0784 1.0000 11.500 1.2943 0.03213 0.02584 -0.0475 0.0646 1.0000 12.000 1.3044 0.03611 0.02981 -0.0461 0.0560 1.0000 12.500 1.3090 0.04078 0.03459 -0.0448 0.0490 1.0000 13.000 1.3199 0.04511 0.03900 -0.0441 0.0446 1.0000 13.500 1.3101 0.05172 0.04571 -0.0431 0.0394 1.0000 14.000 1.3233 0.05608 0.05019 -0.0430 0.0374 1.0000 14.500 1.3313 0.06111 0.05539 -0.0428 0.0360 1.0000 15.000 1.3407 0.06623 0.06067 -0.0432 0.0344 1.0000 15.500 1.3475 0.07183 0.06639 -0.0438 0.0321 1.0000 16.000 1.3521 0.07775 0.07239 -0.0446 0.0297 1.0000 16.500 1.3398 0.08556 0.08036 -0.0455 0.0266 1.0000 17.000 1.3490 0.09098 0.08594 -0.0467 0.0256 1.0000 17.500 1.3529 0.09741 0.09251 -0.0486 0.0239 1.0000 18.000 1.3562 0.10388 0.09914 -0.0505 0.0229 1.0000 18.500 1.3553 0.11116 0.10659 -0.0530 0.0217 1.0000 19.000 1.3505 0.11922 0.11478 -0.0563 0.0204 1.0000 19.500 1.3407 0.12788 0.12358 -0.0600 0.0183 1.0000 20.000 1.3266 0.13711 0.13306 -0.0641 0.0172 1.0000 20.500 1.3221 0.14547 0.14163 -0.0687 0.0169 1.0000 21.000 1.3186 0.15384 0.15019 -0.0738 0.0162 1.0000 21.500 1.3090 0.16284 0.15941 -0.0798 0.0156 1.0000 22.000 1.2934 0.17371 0.17051 -0.0870 0.0148 1.0000 22.500 1.2713 0.18710 0.18416 -0.0956 0.0142 1.0000 23.000 1.2297 0.20690 0.20430 -0.1076 0.0138 1.0000