XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1210 12% 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 1.0688 0.01152 0.00440 -0.2479 0.5419 0.3286 0.500 1.1264 0.01182 0.00461 -0.2481 0.5296 0.3394 1.000 1.1842 0.01197 0.00480 -0.2482 0.5194 0.3519 1.500 1.2418 0.01232 0.00508 -0.2484 0.5096 0.3676 2.000 1.2984 0.01250 0.00535 -0.2483 0.4987 0.3883 2.500 1.3549 0.01281 0.00569 -0.2483 0.4879 0.4162 3.000 1.4115 0.01306 0.00606 -0.2482 0.4789 0.4546 3.500 1.4673 0.01338 0.00648 -0.2481 0.4685 0.5033 4.000 1.5221 0.01367 0.00690 -0.2477 0.4570 0.5657 4.500 1.5766 0.01390 0.00738 -0.2473 0.4448 0.6468 5.000 1.6300 0.01423 0.00793 -0.2466 0.4336 0.7668 6.000 1.7204 0.01472 0.00874 -0.2417 0.4107 1.0000 6.500 1.7692 0.01523 0.00927 -0.2402 0.3954 1.0000 7.000 1.8167 0.01577 0.00984 -0.2384 0.3777 1.0000 7.500 1.8619 0.01640 0.01050 -0.2362 0.3523 1.0000 8.000 1.8981 0.01749 0.01144 -0.2324 0.3119 1.0000 8.500 1.9252 0.01922 0.01295 -0.2271 0.2633 1.0000 9.000 1.9485 0.02131 0.01484 -0.2214 0.2238 1.0000 9.500 1.9703 0.02349 0.01692 -0.2156 0.1914 1.0000 10.000 1.9906 0.02579 0.01919 -0.2099 0.1665 1.0000 10.500 2.0064 0.02846 0.02185 -0.2038 0.1471 1.0000 11.000 2.0194 0.03142 0.02488 -0.1978 0.1334 1.0000 11.500 2.0257 0.03514 0.02868 -0.1918 0.1229 1.0000 12.000 2.0373 0.03867 0.03238 -0.1871 0.1154 1.0000 12.500 2.0335 0.04407 0.03791 -0.1819 0.1082 1.0000 13.000 2.0453 0.04831 0.04234 -0.1790 0.1009 1.0000 13.500 2.0381 0.05523 0.04940 -0.1760 0.0953 1.0000 14.000 2.0446 0.06093 0.05534 -0.1745 0.0887 1.0000 14.500 2.0367 0.06902 0.06359 -0.1735 0.0831 1.0000 15.000 2.0261 0.07789 0.07267 -0.1731 0.0794 1.0000 15.500 2.0266 0.08532 0.08034 -0.1733 0.0738 1.0000 16.000 2.0128 0.09523 0.09040 -0.1742 0.0688 1.0000 16.500 2.0075 0.10384 0.09925 -0.1753 0.0643 1.0000 17.000 1.9949 0.11383 0.10937 -0.1774 0.0562 1.0000 17.500 1.9862 0.12318 0.11889 -0.1797 0.0479 1.0000 18.000 1.9605 0.13569 0.13138 -0.1839 0.0329 1.0000 18.500 1.9305 0.14920 0.14495 -0.1895 0.0214 1.0000 19.000 1.8883 0.16560 0.16141 -0.1979 0.0098 1.0000 19.500 1.8636 0.17902 0.17503 -0.2055 0.0067 1.0000 20.000 1.8509 0.19012 0.18638 -0.2123 0.0063 1.0000 20.500 1.8296 0.20355 0.20005 -0.2213 0.0055 1.0000 21.000 1.8089 0.21730 0.21405 -0.2310 0.0049 1.0000 21.500 1.7938 0.22997 0.22697 -0.2404 0.0048 1.0000 22.000 1.7757 0.24381 0.24104 -0.2511 0.0045 1.0000 22.500 1.7637 0.25627 0.25370 -0.2609 0.0044 1.0000 23.000 1.7517 0.26911 0.26670 -0.2713 0.0041 1.0000 23.500 1.7424 0.28130 0.27899 -0.2813 0.0037 1.0000 24.000 1.7438 0.28985 0.28765 -0.2885 0.0037 1.0000 24.500 1.7457 0.29810 0.29595 -0.2956 0.0034 1.0000 25.000 1.7516 0.30463 0.30258 -0.3016 0.0034 1.0000 25.500 1.7560 0.31152 0.30958 -0.3081 0.0031 1.0000 26.000 1.7617 0.31763 0.31580 -0.3143 0.0031 1.0000 26.500 1.7670 0.32360 0.32187 -0.3206 0.0030 1.0000 27.000 1.7700 0.33051 0.32891 -0.3277 0.0029 1.0000 27.500 1.7723 0.33779 0.33633 -0.3352 0.0029 1.0000 28.000 1.7720 0.34648 0.34517 -0.3438 0.0028 1.0000 28.500 1.7679 0.35770 0.35659 -0.3542 0.0027 1.0000