XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RAF 6 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 0.3487 0.00637 0.00235 -0.0696 0.8289 0.8961 0.500 0.4199 0.00669 0.00256 -0.0718 0.8011 0.9629 1.000 0.5156 0.00709 0.00277 -0.0799 0.7625 0.9877 1.500 0.6059 0.00740 0.00275 -0.0873 0.6871 1.0000 2.000 0.6324 0.00830 0.00283 -0.0811 0.5173 1.0000 2.500 0.6656 0.00906 0.00309 -0.0766 0.4223 1.0000 3.000 0.7020 0.00968 0.00336 -0.0728 0.3591 1.0000 3.500 0.7404 0.01021 0.00364 -0.0693 0.3079 1.0000 4.000 0.7795 0.01075 0.00396 -0.0659 0.2694 1.0000 4.500 0.8193 0.01130 0.00434 -0.0627 0.2423 1.0000 5.000 0.8603 0.01182 0.00477 -0.0597 0.2229 1.0000 5.500 0.9029 0.01232 0.00522 -0.0571 0.2083 1.0000 6.000 0.9459 0.01289 0.00574 -0.0546 0.1957 1.0000 6.500 0.9903 0.01342 0.00626 -0.0525 0.1827 1.0000 7.000 1.0344 0.01402 0.00687 -0.0503 0.1730 1.0000 7.500 1.0783 0.01466 0.00753 -0.0482 0.1625 1.0000 8.000 1.1219 0.01528 0.00817 -0.0461 0.1516 1.0000 8.500 1.1646 0.01596 0.00888 -0.0439 0.1418 1.0000 9.000 1.2053 0.01665 0.00965 -0.0413 0.1325 1.0000 9.500 1.2445 0.01743 0.01051 -0.0386 0.1235 1.0000 10.000 1.2829 0.01826 0.01142 -0.0358 0.1154 1.0000 10.500 1.3192 0.01922 0.01246 -0.0327 0.1072 1.0000 11.000 1.3535 0.02029 0.01357 -0.0296 0.0989 1.0000 11.500 1.3888 0.02131 0.01475 -0.0267 0.0906 1.0000 12.000 1.4210 0.02249 0.01599 -0.0237 0.0804 1.0000 12.500 1.4535 0.02371 0.01734 -0.0209 0.0703 1.0000 13.000 1.4794 0.02536 0.01912 -0.0174 0.0636 1.0000 13.500 1.5039 0.02718 0.02102 -0.0142 0.0531 1.0000 14.000 1.5245 0.02934 0.02336 -0.0108 0.0459 1.0000 14.500 1.5378 0.03217 0.02633 -0.0074 0.0400 1.0000 15.000 1.5470 0.03554 0.02988 -0.0044 0.0327 1.0000 15.500 1.5472 0.04001 0.03451 -0.0018 0.0263 1.0000 16.000 1.5380 0.04587 0.04059 -0.0001 0.0217 1.0000 16.500 1.5156 0.05405 0.04899 -0.0003 0.0158 1.0000 17.000 1.4821 0.06526 0.06050 -0.0035 0.0137 1.0000 17.500 1.4385 0.07976 0.07537 -0.0098 0.0130 1.0000 18.000 1.3721 0.09890 0.09487 -0.0187 0.0120 1.0000 18.500 1.3219 0.11537 0.11165 -0.0264 0.0137 1.0000 19.000 1.2827 0.13014 0.12671 -0.0335 0.0157 1.0000 19.500 1.2402 0.14632 0.14310 -0.0420 0.0153 1.0000 20.000 1.2015 0.16253 0.15944 -0.0511 0.0139 1.0000 21.000 1.1611 0.18905 0.18619 -0.0670 0.0119 1.0000 21.500 1.1510 0.20055 0.19775 -0.0743 0.0105 1.0000 22.000 1.1257 0.21720 0.21441 -0.0849 0.0066 1.0000 22.500 1.1375 0.22297 0.22022 -0.0892 0.0070 1.0000 23.000 1.1448 0.23031 0.22766 -0.0944 0.0069 1.0000 23.500 1.1473 0.23938 0.23675 -0.1009 0.0058 1.0000 24.500 1.1618 0.25441 0.25194 -0.1121 0.0056 1.0000