XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: OAF117 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 0.2548 0.00933 0.00297 -0.0548 0.5761 0.4736 0.500 0.3145 0.00934 0.00301 -0.0551 0.5493 0.5142 1.000 0.3740 0.00938 0.00308 -0.0554 0.5214 0.5625 1.500 0.4333 0.00934 0.00320 -0.0557 0.4946 0.6319 2.000 0.4917 0.00922 0.00336 -0.0557 0.4694 0.7291 3.000 0.5991 0.00892 0.00343 -0.0533 0.4211 1.0000 3.500 0.6589 0.00924 0.00364 -0.0537 0.3957 1.0000 4.000 0.7183 0.00961 0.00389 -0.0541 0.3694 1.0000 4.500 0.7774 0.01001 0.00419 -0.0545 0.3414 1.0000 5.000 0.8361 0.01044 0.00451 -0.0548 0.3083 1.0000 5.500 0.8943 0.01096 0.00491 -0.0551 0.2747 1.0000 6.000 0.9519 0.01159 0.00540 -0.0554 0.2400 1.0000 6.500 1.0090 0.01232 0.00597 -0.0557 0.2003 1.0000 7.000 1.0651 0.01319 0.00669 -0.0559 0.1654 1.0000 7.500 1.1204 0.01414 0.00751 -0.0560 0.1332 1.0000 8.000 1.1741 0.01530 0.00850 -0.0560 0.0986 1.0000 8.500 1.2261 0.01671 0.00976 -0.0558 0.0717 1.0000 9.000 1.2765 0.01818 0.01118 -0.0554 0.0576 1.0000 9.500 1.3253 0.01970 0.01272 -0.0547 0.0497 1.0000 10.000 1.3716 0.02133 0.01443 -0.0538 0.0443 1.0000 10.500 1.4144 0.02315 0.01633 -0.0525 0.0402 1.0000 11.000 1.4506 0.02541 0.01866 -0.0506 0.0373 1.0000 11.500 1.4863 0.02738 0.02081 -0.0486 0.0349 1.0000 12.000 1.5062 0.03026 0.02377 -0.0452 0.0331 1.0000 12.500 1.5166 0.03329 0.02705 -0.0412 0.0318 1.0000 13.000 1.5246 0.03743 0.03140 -0.0396 0.0304 1.0000 13.500 1.5290 0.04277 0.03688 -0.0396 0.0294 1.0000 14.000 1.5258 0.04928 0.04355 -0.0399 0.0286 1.0000 14.500 1.5250 0.05600 0.05056 -0.0413 0.0279 1.0000 15.000 1.5191 0.06346 0.05827 -0.0431 0.0272 1.0000 15.500 1.5101 0.07142 0.06645 -0.0452 0.0265 1.0000 16.000 1.4996 0.07971 0.07492 -0.0476 0.0260 1.0000 16.500 1.4910 0.08791 0.08325 -0.0500 0.0254 1.0000 17.000 1.4796 0.09643 0.09192 -0.0522 0.0248 1.0000 17.500 1.4576 0.10825 0.10408 -0.0581 0.0245 1.0000 18.000 1.4334 0.12090 0.11706 -0.0648 0.0241 1.0000 18.500 1.4068 0.13459 0.13106 -0.0727 0.0238 1.0000 19.000 1.3741 0.15040 0.14721 -0.0826 0.0235 1.0000 19.500 1.3147 0.17457 0.17183 -0.0996 0.0235 1.0000