XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S1223 RTL 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 1.1071 0.01562 0.00762 -0.2462 0.3289 0.2821 0.500 1.1623 0.01605 0.00800 -0.2457 0.3241 0.3252 1.000 1.2200 0.01674 0.00864 -0.2459 0.3187 0.3715 1.500 1.2739 0.01705 0.00898 -0.2451 0.3160 0.4005 2.000 1.3272 0.01742 0.00935 -0.2443 0.3122 0.4293 2.500 1.3801 0.01782 0.00977 -0.2434 0.3082 0.4584 3.000 1.4328 0.01832 0.01026 -0.2426 0.3046 0.4883 3.500 1.4907 0.01913 0.01102 -0.2430 0.2998 0.5200 4.000 1.5442 0.01967 0.01166 -0.2424 0.2972 0.5519 4.500 1.5945 0.02013 0.01223 -0.2411 0.2944 0.5882 5.000 1.6445 0.02061 0.01284 -0.2399 0.2909 0.6331 5.500 1.6972 0.02111 0.01355 -0.2393 0.2877 0.7246 6.000 1.7357 0.02142 0.01408 -0.2358 0.2849 1.0000 6.500 1.7893 0.02238 0.01497 -0.2355 0.2811 1.0000 7.000 1.8406 0.02331 0.01594 -0.2348 0.2782 1.0000 7.500 1.8824 0.02400 0.01673 -0.2322 0.2758 1.0000 8.000 1.9252 0.02478 0.01761 -0.2298 0.2729 1.0000 8.500 1.9680 0.02562 0.01851 -0.2276 0.2701 1.0000 9.000 2.0098 0.02650 0.01946 -0.2252 0.2674 1.0000 9.500 2.0517 0.02752 0.02052 -0.2230 0.2646 1.0000 10.000 2.1024 0.02894 0.02198 -0.2226 0.2607 1.0000 10.500 2.1353 0.03002 0.02327 -0.2189 0.2589 1.0000 11.000 2.1690 0.03124 0.02469 -0.2154 0.2565 1.0000 11.500 2.2023 0.03256 0.02619 -0.2120 0.2539 1.0000 12.000 2.2343 0.03393 0.02771 -0.2086 0.2512 1.0000 12.500 2.2650 0.03531 0.02921 -0.2051 0.2486 1.0000 13.000 2.2995 0.03698 0.03097 -0.2024 0.2455 1.0000 13.500 2.3310 0.03912 0.03334 -0.1996 0.2429 1.0000 14.000 2.3444 0.04138 0.03591 -0.1942 0.2404 1.0000 14.500 2.3546 0.04367 0.03844 -0.1887 0.2364 1.0000 15.000 2.3707 0.04601 0.04095 -0.1845 0.2330 1.0000 15.500 2.3880 0.04853 0.04357 -0.1808 0.2292 1.0000 16.000 2.3924 0.05227 0.04760 -0.1764 0.2250 1.0000 16.500 2.3887 0.05648 0.05208 -0.1722 0.2188 1.0000 17.000 2.3877 0.06112 0.05676 -0.1690 0.2110 1.0000 17.500 2.3797 0.06732 0.06334 -0.1666 0.2043 1.0000 18.000 2.3675 0.07461 0.07078 -0.1652 0.1976 1.0000 18.500 2.3476 0.08377 0.08031 -0.1651 0.1912 1.0000 19.000 2.3083 0.09663 0.09343 -0.1673 0.1837 1.0000 19.500 2.2524 0.11321 0.11039 -0.1726 0.1777 1.0000 20.000 2.1768 0.13347 0.13097 -0.1811 0.1708 1.0000 20.500 2.1090 0.15250 0.15025 -0.1906 0.1635 1.0000 21.000 2.0624 0.16788 0.16572 -0.1991 0.1531 1.0000 21.500 2.0144 0.18377 0.18170 -0.2089 0.1396 1.0000 22.000 1.9836 0.19645 0.19444 -0.2171 0.1262 1.0000 22.500 1.9534 0.20916 0.20711 -0.2258 0.1080 1.0000 23.000 1.9240 0.22177 0.21956 -0.2349 0.0887 1.0000 23.500 1.8979 0.23390 0.23155 -0.2440 0.0723 1.0000 24.000 1.8809 0.24419 0.24176 -0.2520 0.0606 1.0000 24.500 1.8727 0.25251 0.25005 -0.2586 0.0519 1.0000 25.000 1.8648 0.26081 0.25835 -0.2654 0.0444 1.0000 25.500 1.8607 0.26815 0.26569 -0.2716 0.0374 1.0000 26.000 1.8548 0.27591 0.27348 -0.2782 0.0304 1.0000 26.500 1.8501 0.28337 0.28095 -0.2848 0.0240 1.0000 27.000 1.8421 0.29162 0.28917 -0.2921 0.0180 1.0000 27.500 1.8355 0.29957 0.29714 -0.2993 0.0130 1.0000 28.000 1.8312 0.30662 0.30419 -0.3061 0.0100 1.0000 28.500 1.8276 0.31323 0.31086 -0.3129 0.0081 1.0000 29.000 1.8259 0.31910 0.31679 -0.3193 0.0065 1.0000 30.000 1.8246 0.32987 0.32770 -0.3316 0.0048 1.0000 30.500 1.8246 0.33484 0.33267 -0.3375 0.0041 1.0000 31.000 1.8266 0.33924 0.33720 -0.3429 0.0037 1.0000 31.500 1.8280 0.34366 0.34172 -0.3483 0.0034 1.0000 32.000 1.8305 0.34734 0.34537 -0.3534 0.0028 1.0000 32.500 1.8306 0.35204 0.35022 -0.3592 0.0027 1.0000 33.000 1.8291 0.35726 0.35561 -0.3654 0.0024 1.0000 33.500 1.8272 0.36265 0.36114 -0.3717 0.0022 1.0000 34.000 1.8260 0.36763 0.36626 -0.3778 0.0022 1.0000 34.500 1.8235 0.37291 0.37162 -0.3841 0.0020 1.0000 35.000 1.8208 0.37817 0.37698 -0.3905 0.0019 1.0000 35.500 1.8091 0.38841 0.38745 -0.4003 0.0018 1.0000