XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RG 15A 2.5/13.0 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 0.3689 0.00753 0.00254 -0.0792 0.7102 0.7559 0.500 0.4211 0.00769 0.00260 -0.0781 0.6823 0.7741 1.000 0.4732 0.00785 0.00267 -0.0769 0.6534 0.7908 1.500 0.5238 0.00801 0.00277 -0.0755 0.6236 0.8072 2.500 0.6233 0.00838 0.00303 -0.0725 0.5624 0.8392 3.000 0.6719 0.00862 0.00319 -0.0708 0.5306 0.8562 3.500 0.7197 0.00888 0.00338 -0.0690 0.4990 0.8735 4.000 0.7655 0.00911 0.00360 -0.0669 0.4671 0.8930 4.500 0.8065 0.00938 0.00384 -0.0636 0.4362 0.9199 5.000 0.8559 0.00966 0.00412 -0.0623 0.4034 0.9630 5.500 0.9176 0.01019 0.00450 -0.0642 0.3652 1.0000 6.000 0.9652 0.01072 0.00492 -0.0630 0.3333 1.0000 6.500 1.0092 0.01137 0.00541 -0.0611 0.2946 1.0000 7.000 1.0499 0.01215 0.00598 -0.0587 0.2517 1.0000 7.500 1.0899 0.01292 0.00662 -0.0561 0.2185 1.0000 8.000 1.1247 0.01377 0.00732 -0.0526 0.1865 1.0000 9.000 1.1859 0.01585 0.00906 -0.0445 0.1224 1.0000 9.500 1.2157 0.01694 0.01008 -0.0406 0.1025 1.0000 10.000 1.2438 0.01812 0.01122 -0.0367 0.0853 1.0000 10.500 1.2701 0.01940 0.01250 -0.0327 0.0714 1.0000 11.000 1.2932 0.02089 0.01399 -0.0286 0.0591 1.0000 11.500 1.3107 0.02276 0.01581 -0.0242 0.0432 1.0000 12.000 1.3272 0.02483 0.01789 -0.0202 0.0335 1.0000 12.500 1.3413 0.02720 0.02033 -0.0166 0.0272 1.0000 13.000 1.3548 0.02982 0.02307 -0.0134 0.0240 1.0000 13.500 1.3655 0.03288 0.02626 -0.0107 0.0216 1.0000 14.000 1.3733 0.03646 0.02998 -0.0086 0.0183 1.0000 14.500 1.3811 0.04036 0.03405 -0.0072 0.0161 1.0000 15.000 1.3844 0.04505 0.03890 -0.0064 0.0135 1.0000 15.500 1.3835 0.05060 0.04461 -0.0064 0.0107 1.0000 16.000 1.3739 0.05769 0.05186 -0.0075 0.0067 1.0000 16.500 1.3571 0.06636 0.06072 -0.0098 0.0038 1.0000 17.000 1.3364 0.07641 0.07099 -0.0135 0.0027 1.0000 17.500 1.3181 0.08677 0.08161 -0.0179 0.0025 1.0000 18.000 1.2990 0.09787 0.09296 -0.0232 0.0024 1.0000 18.500 1.2759 0.11022 0.10558 -0.0295 0.0023 1.0000 19.000 1.2538 0.12278 0.11839 -0.0363 0.0022 1.0000 19.500 1.2330 0.13540 0.13126 -0.0435 0.0022 1.0000 20.000 1.2121 0.14824 0.14435 -0.0511 0.0022 1.0000 20.500 1.1926 0.16103 0.15735 -0.0590 0.0022 1.0000 21.000 1.1733 0.17396 0.17049 -0.0671 0.0022 1.0000 21.500 1.1550 0.18686 0.18359 -0.0754 0.0022 1.0000 22.000 1.1361 0.20026 0.19717 -0.0840 0.0022 1.0000 22.500 1.1177 0.21396 0.21105 -0.0926 0.0023 1.0000 23.000 1.1007 0.22785 0.22508 -0.1012 0.0024 1.0000 23.500 1.0912 0.23997 0.23731 -0.1086 0.0024 1.0000 24.000 1.0891 0.25007 0.24749 -0.1150 0.0024 1.0000 24.500 1.0920 0.25854 0.25601 -0.1205 0.0024 1.0000 25.000 1.0972 0.26626 0.26379 -0.1257 0.0023 1.0000 25.500 1.1028 0.27377 0.27137 -0.1308 0.0023 1.0000 26.000 1.1039 0.28340 0.28107 -0.1365 0.0024 1.0000