XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Ornithopter 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 0.6880 0.00894 0.00322 -0.1625 0.7090 0.6160 0.500 0.7416 0.00901 0.00328 -0.1621 0.6968 0.6409 1.000 0.7942 0.00909 0.00335 -0.1615 0.6841 0.6678 1.500 0.8438 0.00914 0.00349 -0.1604 0.6706 0.6973 2.000 0.8940 0.00924 0.00365 -0.1593 0.6573 0.7298 2.500 0.9435 0.00936 0.00383 -0.1581 0.6439 0.7667 3.500 1.0324 0.00953 0.00425 -0.1534 0.6160 0.8666 4.000 1.0761 0.00953 0.00439 -0.1508 0.6013 1.0000 4.500 1.1239 0.00983 0.00465 -0.1496 0.5860 1.0000 5.000 1.1680 0.01015 0.00493 -0.1475 0.5705 1.0000 5.500 1.2104 0.01051 0.00527 -0.1452 0.5550 1.0000 6.000 1.2515 0.01092 0.00566 -0.1425 0.5392 1.0000 6.500 1.2905 0.01136 0.00612 -0.1396 0.5222 1.0000 7.000 1.3275 0.01185 0.00662 -0.1363 0.5044 1.0000 7.500 1.3616 0.01241 0.00721 -0.1325 0.4841 1.0000 8.000 1.3903 0.01313 0.00791 -0.1279 0.4591 1.0000 8.500 1.4153 0.01403 0.00877 -0.1228 0.4294 1.0000 9.000 1.4329 0.01529 0.00995 -0.1168 0.3913 1.0000 9.500 1.4480 0.01689 0.01143 -0.1108 0.3527 1.0000 10.000 1.4593 0.01890 0.01330 -0.1048 0.3089 1.0000 10.500 1.4625 0.02161 0.01581 -0.0984 0.2599 1.0000 11.000 1.4644 0.02475 0.01877 -0.0926 0.2148 1.0000 11.500 1.4608 0.02863 0.02241 -0.0870 0.1649 1.0000 12.000 1.4573 0.03289 0.02647 -0.0822 0.1220 1.0000 12.500 1.4487 0.03799 0.03135 -0.0778 0.0791 1.0000 13.000 1.4321 0.04432 0.03743 -0.0739 0.0374 1.0000 13.500 1.4214 0.05067 0.04374 -0.0712 0.0185 1.0000 14.000 1.4212 0.05638 0.04957 -0.0695 0.0149 1.0000 14.500 1.4252 0.06191 0.05530 -0.0686 0.0136 1.0000 15.000 1.4249 0.06822 0.06180 -0.0681 0.0125 1.0000 15.500 1.4209 0.07534 0.06913 -0.0681 0.0119 1.0000 16.000 1.4058 0.08433 0.07834 -0.0689 0.0113 1.0000 16.500 1.4019 0.09204 0.08628 -0.0701 0.0111 1.0000 17.000 1.3968 0.10014 0.09460 -0.0717 0.0107 1.0000 17.500 1.3932 0.10811 0.10277 -0.0737 0.0104 1.0000 18.000 1.3904 0.11604 0.11089 -0.0760 0.0100 1.0000 18.500 1.3889 0.12381 0.11884 -0.0785 0.0096 1.0000 19.000 1.3887 0.13133 0.12654 -0.0813 0.0094 1.0000 19.500 1.3895 0.13856 0.13394 -0.0841 0.0092 1.0000 20.000 1.3915 0.14557 0.14112 -0.0870 0.0090 1.0000 20.500 1.3942 0.15238 0.14810 -0.0901 0.0088 1.0000 21.000 1.3960 0.15927 0.15517 -0.0934 0.0086 1.0000 21.500 1.3950 0.16675 0.16287 -0.0974 0.0085 1.0000 22.000 1.3894 0.17529 0.17167 -0.1025 0.0085 1.0000 22.500 1.3794 0.18512 0.18177 -0.1087 0.0084 1.0000 23.000 1.3648 0.19642 0.19336 -0.1163 0.0084 1.0000 23.500 1.3476 0.20901 0.20623 -0.1251 0.0085 1.0000 24.000 1.3219 0.22481 0.22238 -0.1362 0.0087 1.0000