XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1221 w/o flap 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 0.6963 0.01121 0.00358 -0.1706 0.4007 0.3523 0.500 0.7542 0.01134 0.00362 -0.1706 0.3890 0.3620 1.000 0.8121 0.01151 0.00375 -0.1705 0.3786 0.3731 1.500 0.8699 0.01171 0.00390 -0.1705 0.3695 0.3868 2.000 0.9277 0.01193 0.00415 -0.1705 0.3618 0.4051 2.500 0.9856 0.01212 0.00438 -0.1705 0.3541 0.4301 3.000 1.0429 0.01252 0.00478 -0.1705 0.3468 0.4635 3.500 1.1012 0.01267 0.00512 -0.1706 0.3417 0.5121 4.000 1.1596 0.01285 0.00551 -0.1708 0.3354 0.5846 4.500 1.2166 0.01319 0.00619 -0.1708 0.3289 0.7418 5.000 1.2625 0.01319 0.00657 -0.1680 0.3248 0.8977 6.000 1.3682 0.01393 0.00731 -0.1661 0.3127 1.0000 6.500 1.4235 0.01441 0.00786 -0.1658 0.3064 1.0000 7.000 1.4783 0.01477 0.00827 -0.1653 0.2996 1.0000 7.500 1.5319 0.01551 0.00896 -0.1648 0.2921 1.0000 8.000 1.5856 0.01579 0.00942 -0.1641 0.2859 1.0000 8.500 1.6380 0.01620 0.00986 -0.1633 0.2770 1.0000 9.000 1.6901 0.01654 0.01035 -0.1625 0.2668 1.0000 9.500 1.7406 0.01707 0.01090 -0.1614 0.2559 1.0000 10.000 1.7920 0.01744 0.01144 -0.1604 0.2441 1.0000 10.500 1.8415 0.01800 0.01211 -0.1592 0.2296 1.0000 11.000 1.8884 0.01880 0.01295 -0.1577 0.2104 1.0000 11.500 1.9311 0.02000 0.01413 -0.1557 0.1831 1.0000 12.000 1.9660 0.02190 0.01593 -0.1527 0.1502 1.0000 12.500 1.9927 0.02434 0.01829 -0.1486 0.1205 1.0000 13.000 2.0074 0.02720 0.02114 -0.1427 0.0973 1.0000 13.500 2.0082 0.03041 0.02441 -0.1352 0.0806 1.0000 14.000 2.0014 0.03450 0.02864 -0.1281 0.0695 1.0000 14.500 1.9795 0.04069 0.03500 -0.1225 0.0624 1.0000 15.000 1.9585 0.04876 0.04338 -0.1213 0.0582 1.0000 15.500 1.9180 0.06208 0.05702 -0.1247 0.0554 1.0000 16.000 1.8621 0.07929 0.07457 -0.1305 0.0535 1.0000 16.500 1.8097 0.09620 0.09177 -0.1364 0.0518 1.0000 17.000 1.7794 0.10983 0.10567 -0.1414 0.0501 1.0000 17.500 1.7560 0.12264 0.11868 -0.1467 0.0475 1.0000 18.000 1.7351 0.13517 0.13133 -0.1523 0.0451 1.0000 18.500 1.7233 0.14595 0.14224 -0.1575 0.0422 1.0000 19.000 1.7189 0.15545 0.15194 -0.1623 0.0398 1.0000 19.500 1.7158 0.16456 0.16116 -0.1672 0.0377 1.0000 20.000 1.7126 0.17341 0.17005 -0.1723 0.0352 1.0000 20.500 1.7124 0.18213 0.17898 -0.1776 0.0334 1.0000 21.000 1.7128 0.19066 0.18767 -0.1831 0.0314 1.0000 21.500 1.7126 0.19915 0.19625 -0.1888 0.0298 1.0000 22.000 1.7152 0.20670 0.20388 -0.1941 0.0279 1.0000 22.500 1.7135 0.21586 0.21327 -0.2008 0.0264 1.0000 23.000 1.7126 0.22465 0.22221 -0.2074 0.0248 1.0000 23.500 1.7136 0.23276 0.23035 -0.2137 0.0232 1.0000 24.000 1.7083 0.24298 0.24079 -0.2218 0.0213 1.0000 24.500 1.7046 0.25272 0.25069 -0.2297 0.0197 1.0000 25.000 1.6980 0.26335 0.26140 -0.2386 0.0175 1.0000 25.500 1.6895 0.27495 0.27317 -0.2482 0.0152 1.0000 26.000 1.6796 0.28706 0.28539 -0.2584 0.0129 1.0000 26.500 1.6713 0.29905 0.29741 -0.2686 0.0109 1.0000 27.000 1.6608 0.31217 0.31065 -0.2795 0.0090 1.0000 28.500 1.6579 0.34095 0.33961 -0.3054 0.0062 1.0000