XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: ONERA OA213 AIRFOIL 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 0.1533 0.00735 0.00308 0.0029 0.6431 0.9036 0.500 0.1969 0.00743 0.00307 0.0070 0.6212 0.9489 1.000 0.2627 0.00754 0.00302 0.0060 0.5951 0.9753 2.000 0.4224 0.00804 0.00304 -0.0042 0.5221 0.9908 2.500 0.4952 0.00839 0.00310 -0.0083 0.4684 0.9945 3.000 0.5677 0.00896 0.00329 -0.0126 0.3993 0.9988 3.500 0.6277 0.00962 0.00358 -0.0147 0.3384 1.0000 4.000 0.6784 0.01019 0.00390 -0.0148 0.2994 1.0000 4.500 0.7271 0.01070 0.00426 -0.0144 0.2736 1.0000 5.000 0.7765 0.01124 0.00467 -0.0140 0.2530 1.0000 5.500 0.8292 0.01189 0.00518 -0.0144 0.2349 1.0000 6.000 0.8841 0.01240 0.00567 -0.0150 0.2224 1.0000 6.500 0.9384 0.01309 0.00632 -0.0157 0.2108 1.0000 7.000 0.9922 0.01377 0.00697 -0.0163 0.2005 1.0000 7.500 1.0448 0.01453 0.00774 -0.0168 0.1916 1.0000 8.000 1.0969 0.01526 0.00850 -0.0172 0.1842 1.0000 8.500 1.1450 0.01637 0.00958 -0.0173 0.1765 1.0000 9.000 1.1959 0.01701 0.01034 -0.0176 0.1705 1.0000 9.500 1.2424 0.01801 0.01134 -0.0177 0.1630 1.0000 10.000 1.2868 0.01911 0.01254 -0.0175 0.1573 1.0000 10.500 1.3284 0.02006 0.01361 -0.0170 0.1517 1.0000 11.000 1.3619 0.02152 0.01509 -0.0157 0.1453 1.0000 11.500 1.3995 0.02278 0.01652 -0.0148 0.1407 1.0000 12.000 1.4358 0.02411 0.01796 -0.0142 0.1338 1.0000 12.500 1.4676 0.02585 0.01980 -0.0133 0.1267 1.0000 13.000 1.4983 0.02774 0.02175 -0.0127 0.1146 1.0000 13.500 1.5166 0.03078 0.02466 -0.0117 0.0816 1.0000 14.000 1.4817 0.03899 0.03260 -0.0097 0.0338 1.0000 14.500 1.4735 0.04530 0.03913 -0.0094 0.0293 1.0000 15.500 1.4428 0.06169 0.05607 -0.0126 0.0261 1.0000 16.000 1.4156 0.07254 0.06721 -0.0160 0.0253 1.0000 16.500 1.3771 0.08582 0.08080 -0.0209 0.0248 1.0000 17.000 1.3312 0.10095 0.09623 -0.0270 0.0247 1.0000 17.500 1.2853 0.11656 0.11212 -0.0335 0.0246 1.0000 18.000 1.2466 0.13136 0.12712 -0.0402 0.0244 1.0000 18.500 1.2207 0.14407 0.13994 -0.0465 0.0237 1.0000 19.000 1.2137 0.15350 0.14951 -0.0514 0.0230 1.0000 19.500 1.2130 0.16161 0.15771 -0.0559 0.0220 1.0000 20.000 1.2216 0.16746 0.16353 -0.0593 0.0207 1.0000 20.500 1.2295 0.17383 0.17001 -0.0632 0.0196 1.0000 21.000 1.2389 0.17990 0.17615 -0.0672 0.0185 1.0000 21.500 1.2541 0.18413 0.18038 -0.0701 0.0172 1.0000 22.000 1.2594 0.19134 0.18775 -0.0751 0.0161 1.0000 22.500 1.2698 0.19706 0.19350 -0.0794 0.0150 1.0000 24.000 1.2969 0.21506 0.21176 -0.0937 0.0120 1.0000 24.500 1.2925 0.22546 0.22246 -0.1018 0.0113 1.0000 25.000 1.2933 0.23426 0.23143 -0.1090 0.0105 1.0000 25.500 1.3037 0.23983 0.23701 -0.1143 0.0097 1.0000 26.000 1.2902 0.25339 0.25089 -0.1248 0.0092 1.0000