XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1016 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 -0.0001 0.01530 0.01105 0.0000 0.8008 0.8007 0.500 0.0717 0.01542 0.01117 -0.0014 0.7956 0.8054 1.000 0.1162 0.01519 0.01094 0.0008 0.7846 0.8170 1.500 0.1874 0.01478 0.01053 -0.0006 0.7791 0.8202 2.000 0.2474 0.01459 0.01042 -0.0006 0.7668 0.8237 2.500 0.3072 0.01403 0.00986 -0.0007 0.7562 0.8287 3.000 0.3451 0.01324 0.00909 0.0024 0.7374 0.8373 3.500 0.3961 0.01277 0.00867 0.0040 0.7015 0.8402 4.000 0.4394 0.01259 0.00804 0.0072 0.6112 0.8435 4.500 0.4496 0.01302 0.00801 0.0154 0.5147 0.8499 5.000 0.4474 0.01322 0.00786 0.0254 0.4409 0.8560 5.500 0.4522 0.01364 0.00803 0.0341 0.3791 0.8596 6.000 0.4721 0.01437 0.00852 0.0395 0.3229 0.8631 6.500 0.5005 0.01504 0.00897 0.0431 0.2752 0.8658 7.000 0.5336 0.01570 0.00945 0.0458 0.2375 0.8685 7.500 0.5695 0.01635 0.00995 0.0480 0.2070 0.8704 8.000 0.6070 0.01702 0.01052 0.0499 0.1828 0.8723 8.500 0.6448 0.01774 0.01116 0.0516 0.1628 0.8737 9.000 0.6815 0.01840 0.01178 0.0535 0.1469 0.8751 9.500 0.7173 0.01912 0.01249 0.0556 0.1329 0.8768 10.000 0.7513 0.02002 0.01336 0.0577 0.1203 0.8784 10.500 0.7850 0.02096 0.01429 0.0598 0.1093 0.8806 11.000 0.8208 0.02188 0.01527 0.0616 0.1003 0.8826 11.500 0.8508 0.02313 0.01651 0.0637 0.0912 0.8845 12.000 0.8842 0.02425 0.01766 0.0654 0.0837 0.8864 12.500 0.9127 0.02570 0.01918 0.0674 0.0772 0.8884 13.000 0.9413 0.02721 0.02071 0.0692 0.0712 0.8904 13.500 0.9661 0.02904 0.02264 0.0711 0.0662 0.8924 14.000 0.9913 0.03083 0.02450 0.0727 0.0614 0.8950 14.500 1.0093 0.03321 0.02699 0.0747 0.0572 0.8981 15.000 1.0308 0.03546 0.02939 0.0762 0.0534 0.9020 15.500 1.0390 0.03893 0.03291 0.0778 0.0498 0.9060 16.000 1.0576 0.04186 0.03605 0.0784 0.0469 0.9098 16.500 1.0687 0.04561 0.03992 0.0787 0.0440 0.9148 17.000 1.0711 0.05043 0.04492 0.0787 0.0415 0.9214 18.000 1.0860 0.06158 0.05653 0.0739 0.0373 0.9438 18.500 1.0918 0.06971 0.06489 0.0674 0.0352 0.9619 19.000 1.0887 0.07754 0.07297 0.0629 0.0337 1.0000 19.500 1.0798 0.08604 0.08166 0.0585 0.0325 1.0000 20.000 1.0680 0.09522 0.09099 0.0535 0.0314 1.0000 20.500 1.0558 0.10419 0.10004 0.0488 0.0302 1.0000 21.000 1.0369 0.11508 0.11119 0.0424 0.0294 1.0000 21.500 1.0149 0.12682 0.12318 0.0353 0.0287 1.0000 22.000 0.9898 0.13949 0.13609 0.0274 0.0278 1.0000 22.500 0.9658 0.15222 0.14901 0.0192 0.0269 1.0000 23.000 0.9540 0.16263 0.15950 0.0123 0.0259 1.0000