XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: SELIG 3002-099-83 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 0.4068 0.00700 0.00247 -0.0844 0.7545 0.8076 0.500 0.4602 0.00704 0.00247 -0.0832 0.7301 0.8328 1.000 0.5115 0.00707 0.00244 -0.0816 0.7031 0.8564 1.500 0.5646 0.00713 0.00241 -0.0806 0.6707 0.8722 2.000 0.6179 0.00726 0.00242 -0.0797 0.6337 0.8855 3.000 0.7200 0.00770 0.00258 -0.0773 0.5404 0.9172 3.500 0.7686 0.00799 0.00273 -0.0757 0.4871 0.9512 4.000 0.8281 0.00853 0.00304 -0.0768 0.4317 1.0000 4.500 0.8827 0.00916 0.00343 -0.0771 0.3827 1.0000 5.000 0.9361 0.00981 0.00389 -0.0770 0.3380 1.0000 5.500 0.9883 0.01050 0.00440 -0.0766 0.2964 1.0000 6.000 1.0397 0.01120 0.00497 -0.0761 0.2575 1.0000 6.500 1.0897 0.01199 0.00559 -0.0754 0.2198 1.0000 7.000 1.1386 0.01283 0.00631 -0.0746 0.1861 1.0000 7.500 1.1866 0.01372 0.00711 -0.0735 0.1571 1.0000 8.000 1.2328 0.01472 0.00803 -0.0723 0.1302 1.0000 8.500 1.2774 0.01579 0.00903 -0.0708 0.1071 1.0000 9.000 1.3191 0.01704 0.01024 -0.0689 0.0874 1.0000 9.500 1.3588 0.01835 0.01157 -0.0667 0.0729 1.0000 10.000 1.3927 0.01994 0.01319 -0.0638 0.0616 1.0000 10.500 1.4276 0.02120 0.01458 -0.0609 0.0551 1.0000 11.000 1.4462 0.02315 0.01663 -0.0559 0.0493 1.0000 11.500 1.4709 0.02479 0.01846 -0.0521 0.0453 1.0000 12.000 1.4810 0.02756 0.02133 -0.0474 0.0410 1.0000 12.500 1.4964 0.03024 0.02424 -0.0439 0.0386 1.0000 13.000 1.5112 0.03316 0.02736 -0.0411 0.0359 1.0000 13.500 1.5183 0.03701 0.03138 -0.0387 0.0334 1.0000 14.000 1.5120 0.04269 0.03729 -0.0366 0.0312 1.0000 14.500 1.5181 0.04747 0.04235 -0.0359 0.0298 1.0000 15.000 1.5195 0.05315 0.04828 -0.0361 0.0280 1.0000 15.500 1.5165 0.05988 0.05519 -0.0375 0.0263 1.0000 16.000 1.4957 0.06966 0.06517 -0.0401 0.0247 1.0000 16.500 1.4864 0.07877 0.07459 -0.0439 0.0237 1.0000 17.000 1.4741 0.08907 0.08519 -0.0488 0.0226 1.0000 17.500 1.4581 0.10049 0.09689 -0.0547 0.0216 1.0000 18.000 1.4402 0.11272 0.10934 -0.0614 0.0207 1.0000 18.500 1.4199 0.12570 0.12251 -0.0688 0.0199 1.0000 19.500 1.3726 0.15404 0.15132 -0.0860 0.0185 1.0000 20.000 1.3466 0.16995 0.16752 -0.0965 0.0180 1.0000 20.500 1.3108 0.18932 0.18719 -0.1097 0.0177 1.0000