XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 747A315 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 0.1390 0.01118 0.00624 -0.0029 0.5839 0.8674 0.500 0.1992 0.01139 0.00639 -0.0037 0.5780 0.8732 1.000 0.2581 0.01163 0.00656 -0.0044 0.5716 0.8796 1.500 0.3116 0.01183 0.00670 -0.0045 0.5615 0.8846 2.000 0.3614 0.01214 0.00704 -0.0043 0.5542 0.8880 2.500 0.4134 0.01215 0.00710 -0.0043 0.5528 0.8914 3.000 0.4667 0.01218 0.00716 -0.0044 0.5505 0.8948 3.500 0.5196 0.01227 0.00729 -0.0047 0.5480 0.8970 4.000 0.5733 0.01233 0.00741 -0.0049 0.5441 0.8988 4.500 0.6253 0.01181 0.00687 -0.0046 0.5341 0.9024 5.000 0.6764 0.01131 0.00616 -0.0040 0.5043 0.9092 5.500 0.7303 0.01079 0.00570 -0.0039 0.4905 0.9136 6.000 0.7822 0.01075 0.00563 -0.0037 0.4687 0.9172 6.500 0.8325 0.01088 0.00581 -0.0033 0.4500 0.9210 7.000 0.8684 0.01128 0.00616 -0.0004 0.3767 0.9261 7.500 0.8442 0.01266 0.00709 0.0127 0.2720 0.9379 8.000 0.8098 0.01438 0.00859 0.0265 0.2134 0.9492 8.500 0.8038 0.01713 0.01104 0.0316 0.1333 0.9664 9.000 0.8039 0.02123 0.01477 0.0330 0.0620 0.9770 11.000 0.8418 0.03478 0.02879 0.0381 0.0176 1.0000 11.500 0.8361 0.03731 0.03144 0.0433 0.0174 1.0000 12.000 0.8396 0.04002 0.03435 0.0472 0.0171 1.0000 12.500 0.8493 0.04251 0.03702 0.0508 0.0171 1.0000 13.000 0.8627 0.04493 0.03963 0.0542 0.0171 1.0000 13.500 0.8755 0.04774 0.04266 0.0573 0.0172 1.0000 14.000 0.8808 0.05140 0.04655 0.0596 0.0170 1.0000 14.500 0.8812 0.05577 0.05116 0.0613 0.0168 1.0000 15.000 0.8783 0.06073 0.05634 0.0623 0.0165 1.0000 15.500 0.8674 0.06684 0.06267 0.0622 0.0161 1.0000 16.000 0.8536 0.07379 0.06988 0.0615 0.0160 1.0000 16.500 0.8306 0.08237 0.07871 0.0594 0.0158 1.0000 17.000 0.8004 0.09312 0.08973 0.0556 0.0159 1.0000 17.500 0.7608 0.10681 0.10369 0.0495 0.0160 1.0000 18.000 0.6323 0.14529 0.14258 0.0308 0.0182 1.0000 18.500 0.5954 0.16542 0.16266 0.0232 0.0199 1.0000 19.000 0.6026 0.17267 0.16991 0.0200 0.0189 1.0000 19.500 0.6023 0.18212 0.17934 0.0162 0.0192 1.0000 21.000 0.6086 0.21016 0.20733 0.0061 0.0212 1.0000 21.500 0.6179 0.21674 0.21391 0.0032 0.0212 1.0000 22.000 0.6274 0.22273 0.21989 0.0004 0.0211 1.0000 22.500 0.6370 0.22830 0.22545 -0.0023 0.0210 1.0000 23.000 0.6467 0.23361 0.23076 -0.0050 0.0209 1.0000 23.500 0.6566 0.23871 0.23586 -0.0076 0.0203 1.0000 24.000 0.6741 0.23933 0.23648 -0.0104 0.0131 1.0000