XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RONCZ 1046 VOYAGER CANARD 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 0.6018 0.01195 0.00672 -0.1132 0.5724 0.8733 0.500 0.6818 0.01230 0.00707 -0.1180 0.5700 0.9569 1.000 0.7727 0.01267 0.00731 -0.1256 0.5678 0.9803 1.500 0.8683 0.01289 0.00740 -0.1345 0.5654 0.9919 2.000 0.9554 0.01311 0.00749 -0.1419 0.5630 1.0000 2.500 0.9951 0.01390 0.00823 -0.1397 0.5600 1.0000 3.000 1.0334 0.01422 0.00858 -0.1371 0.5585 1.0000 3.500 1.0717 0.01463 0.00904 -0.1344 0.5564 1.0000 4.000 1.1099 0.01505 0.00949 -0.1317 0.5535 1.0000 4.500 1.1492 0.01546 0.00995 -0.1292 0.5507 1.0000 5.000 1.1906 0.01589 0.01040 -0.1271 0.5482 1.0000 5.500 1.2357 0.01625 0.01077 -0.1258 0.5458 1.0000 6.000 1.2857 0.01655 0.01107 -0.1253 0.5433 1.0000 6.500 1.3325 0.01753 0.01206 -0.1247 0.5400 1.0000 7.000 1.3626 0.01787 0.01254 -0.1206 0.5369 1.0000 7.500 1.3918 0.01848 0.01330 -0.1167 0.5332 1.0000 8.000 1.4257 0.01887 0.01379 -0.1135 0.5292 1.0000 8.500 1.4707 0.01904 0.01401 -0.1123 0.5259 1.0000 9.000 1.5358 0.01880 0.01378 -0.1146 0.5223 1.0000 9.500 1.5517 0.01936 0.01447 -0.1082 0.5170 1.0000 10.000 1.5454 0.01990 0.01516 -0.0982 0.5101 1.0000 10.500 1.6022 0.01910 0.01435 -0.0986 0.5041 1.0000 11.000 1.6158 0.01964 0.01502 -0.0928 0.4963 1.0000 11.500 1.6171 0.02071 0.01622 -0.0859 0.4866 1.0000 12.000 1.6470 0.02131 0.01688 -0.0834 0.4784 1.0000 12.500 1.6164 0.02527 0.02105 -0.0752 0.4658 1.0000 13.000 1.5969 0.02969 0.02560 -0.0696 0.4504 1.0000 13.500 1.5886 0.03391 0.02990 -0.0656 0.4338 1.0000 14.000 1.5710 0.03921 0.03525 -0.0615 0.4119 1.0000 14.500 1.5604 0.04412 0.04012 -0.0582 0.3846 1.0000 15.000 1.5399 0.05009 0.04597 -0.0546 0.3500 1.0000 15.500 1.5159 0.05670 0.05243 -0.0513 0.3144 1.0000 16.500 1.4705 0.07073 0.06618 -0.0465 0.2464 1.0000 17.000 1.4525 0.07780 0.07313 -0.0450 0.2162 1.0000 17.500 1.4316 0.08548 0.08066 -0.0440 0.1830 1.0000 18.000 1.4196 0.09245 0.08755 -0.0436 0.1554 1.0000 18.500 1.4117 0.09910 0.09412 -0.0436 0.1303 1.0000 19.000 1.4047 0.10583 0.10081 -0.0441 0.1103 1.0000 19.500 1.4016 0.11221 0.10721 -0.0448 0.0940 1.0000 20.000 1.3968 0.11893 0.11391 -0.0459 0.0791 1.0000 20.500 1.3994 0.12472 0.11978 -0.0473 0.0699 1.0000 21.000 1.3969 0.13121 0.12631 -0.0489 0.0591 1.0000 21.500 1.3971 0.13743 0.13261 -0.0508 0.0530 1.0000 22.000 1.3956 0.14395 0.13922 -0.0531 0.0470 1.0000 22.500 1.3896 0.15119 0.14647 -0.0559 0.0405 1.0000 23.000 1.3922 0.15714 0.15256 -0.0585 0.0347 1.0000 23.500 1.3861 0.16449 0.15998 -0.0618 0.0292 1.0000 24.000 1.3845 0.17109 0.16670 -0.0652 0.0240 1.0000 24.500 1.3747 0.17912 0.17481 -0.0692 0.0195 1.0000 25.000 1.3752 0.18543 0.18131 -0.0729 0.0173 1.0000 25.500 1.3691 0.19295 0.18893 -0.0773 0.0150 1.0000 26.000 1.3569 0.20160 0.19770 -0.0823 0.0127 1.0000 26.500 1.3540 0.20856 0.20482 -0.0867 0.0114 1.0000 27.000 1.3516 0.21552 0.21193 -0.0915 0.0104 1.0000 27.500 1.3454 0.22326 0.21979 -0.0968 0.0095 1.0000 28.000 1.3366 0.23150 0.22813 -0.1024 0.0087 1.0000 28.500 1.3314 0.23889 0.23563 -0.1077 0.0079 1.0000 29.000 1.3245 0.24702 0.24396 -0.1134 0.0074 1.0000 29.500 1.3162 0.25552 0.25264 -0.1195 0.0068 1.0000 30.000 1.3091 0.26372 0.26099 -0.1256 0.0062 1.0000 30.500 1.2992 0.27232 0.26976 -0.1321 0.0058 1.0000 31.000 1.2873 0.28153 0.27914 -0.1392 0.0056 1.0000 31.500 1.2749 0.29130 0.28903 -0.1465 0.0051 1.0000