XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: OAF128 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 0.1383 0.00968 0.00318 -0.0288 0.5279 0.4924 0.500 0.1990 0.00970 0.00321 -0.0292 0.5039 0.5221 1.000 0.2595 0.00971 0.00327 -0.0297 0.4805 0.5584 1.500 0.3199 0.00971 0.00338 -0.0301 0.4583 0.6050 2.000 0.3800 0.00971 0.00352 -0.0305 0.4359 0.6636 2.500 0.4390 0.00966 0.00367 -0.0305 0.4061 0.7396 3.000 0.4948 0.00962 0.00385 -0.0297 0.3789 0.8327 3.500 0.5412 0.00938 0.00379 -0.0266 0.3540 0.9594 4.000 0.6031 0.00965 0.00393 -0.0275 0.3253 1.0000 4.500 0.6640 0.01006 0.00421 -0.0282 0.2945 1.0000 5.000 0.7244 0.01054 0.00455 -0.0289 0.2635 1.0000 5.500 0.7842 0.01111 0.00496 -0.0296 0.2320 1.0000 6.000 0.8436 0.01173 0.00546 -0.0302 0.2003 1.0000 6.500 0.9020 0.01257 0.00607 -0.0308 0.1561 1.0000 7.000 0.9593 0.01368 0.00693 -0.0314 0.1206 1.0000 7.500 1.0162 0.01467 0.00787 -0.0318 0.1043 1.0000 8.000 1.0722 0.01570 0.00888 -0.0320 0.0937 1.0000 8.500 1.1269 0.01683 0.01000 -0.0321 0.0859 1.0000 9.000 1.1799 0.01811 0.01126 -0.0321 0.0794 1.0000 9.500 1.2332 0.01911 0.01235 -0.0319 0.0741 1.0000 10.000 1.2833 0.02050 0.01381 -0.0315 0.0695 1.0000 10.500 1.3315 0.02192 0.01525 -0.0309 0.0652 1.0000 11.000 1.3782 0.02338 0.01685 -0.0301 0.0616 1.0000 11.500 1.4197 0.02519 0.01867 -0.0290 0.0582 1.0000 12.000 1.4604 0.02684 0.02052 -0.0277 0.0552 1.0000 12.500 1.4935 0.02886 0.02261 -0.0259 0.0524 1.0000 13.500 1.5265 0.03472 0.02887 -0.0210 0.0483 1.0000 14.000 1.5342 0.03940 0.03363 -0.0210 0.0465 1.0000 14.500 1.5400 0.04502 0.03953 -0.0223 0.0449 1.0000 15.000 1.5425 0.05137 0.04611 -0.0244 0.0433 1.0000 15.500 1.5400 0.05840 0.05328 -0.0268 0.0420 1.0000 16.000 1.5301 0.06619 0.06120 -0.0290 0.0407 1.0000 16.500 1.5137 0.07552 0.07086 -0.0328 0.0396 1.0000 17.000 1.4975 0.08513 0.08069 -0.0369 0.0385 1.0000 17.500 1.4845 0.09455 0.09026 -0.0410 0.0374 1.0000 18.000 1.4763 0.10275 0.09849 -0.0439 0.0363 1.0000 18.500 1.4476 0.11590 0.11200 -0.0510 0.0355 1.0000 19.000 1.4193 0.12930 0.12571 -0.0585 0.0346 1.0000 19.500 1.3972 0.14197 0.13859 -0.0660 0.0336 1.0000 20.000 1.3915 0.15129 0.14798 -0.0716 0.0325 1.0000 20.500 1.3623 0.16611 0.16303 -0.0815 0.0316 1.0000