XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: SD7062 (14%) 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 0.4528 0.00834 0.00278 -0.0840 0.5723 0.6764 0.500 0.5065 0.00833 0.00286 -0.0830 0.5523 0.7438 1.000 0.5585 0.00834 0.00296 -0.0816 0.5326 0.8117 1.500 0.6060 0.00834 0.00306 -0.0791 0.5133 0.8905 2.000 0.6749 0.00840 0.00309 -0.0812 0.4920 0.9964 2.500 0.7298 0.00870 0.00321 -0.0811 0.4721 1.0000 3.000 0.7839 0.00902 0.00339 -0.0807 0.4525 1.0000 3.500 0.8375 0.00936 0.00361 -0.0802 0.4327 1.0000 4.000 0.8908 0.00974 0.00386 -0.0797 0.4137 1.0000 4.500 0.9435 0.01014 0.00416 -0.0790 0.3946 1.0000 5.000 0.9956 0.01056 0.00450 -0.0784 0.3760 1.0000 5.500 1.0469 0.01102 0.00489 -0.0776 0.3578 1.0000 6.000 1.0974 0.01151 0.00531 -0.0767 0.3398 1.0000 6.500 1.1469 0.01203 0.00578 -0.0757 0.3223 1.0000 7.000 1.1953 0.01259 0.00631 -0.0745 0.3058 1.0000 7.500 1.2421 0.01320 0.00688 -0.0731 0.2894 1.0000 8.000 1.2871 0.01386 0.00752 -0.0715 0.2742 1.0000 8.500 1.3294 0.01460 0.00823 -0.0695 0.2591 1.0000 9.000 1.3677 0.01544 0.00903 -0.0669 0.2445 1.0000 9.500 1.4032 0.01618 0.00981 -0.0637 0.2313 1.0000 10.000 1.4350 0.01709 0.01076 -0.0602 0.2188 1.0000 10.500 1.4628 0.01824 0.01191 -0.0565 0.2067 1.0000 11.000 1.4873 0.01962 0.01330 -0.0527 0.1946 1.0000 11.500 1.5147 0.02101 0.01478 -0.0497 0.1837 1.0000 12.000 1.5358 0.02287 0.01669 -0.0465 0.1732 1.0000 12.500 1.5531 0.02515 0.01899 -0.0434 0.1627 1.0000 13.000 1.5736 0.02742 0.02138 -0.0411 0.1531 1.0000 13.500 1.5842 0.03061 0.02462 -0.0386 0.1441 1.0000 14.000 1.5988 0.03373 0.02786 -0.0369 0.1357 1.0000 14.500 1.6058 0.03771 0.03195 -0.0353 0.1281 1.0000 15.000 1.6124 0.04199 0.03634 -0.0343 0.1206 1.0000 15.500 1.6144 0.04704 0.04151 -0.0338 0.1139 1.0000 16.000 1.6155 0.05253 0.04713 -0.0339 0.1073 1.0000 16.500 1.6103 0.05906 0.05379 -0.0345 0.1015 1.0000 17.000 1.6094 0.06543 0.06034 -0.0357 0.0959 1.0000 17.500 1.5949 0.07383 0.06881 -0.0377 0.0902 1.0000 18.000 1.5929 0.08096 0.07618 -0.0398 0.0854 1.0000 18.500 1.5766 0.09036 0.08568 -0.0430 0.0806 1.0000 19.000 1.5674 0.09894 0.09446 -0.0462 0.0763 1.0000 19.500 1.5550 0.10833 0.10401 -0.0502 0.0719 1.0000 20.000 1.5391 0.11833 0.11411 -0.0547 0.0674 1.0000 20.500 1.5289 0.12769 0.12369 -0.0593 0.0637 1.0000 21.000 1.5150 0.13760 0.13363 -0.0645 0.0594 1.0000 21.500 1.5065 0.14681 0.14305 -0.0697 0.0563 1.0000 22.000 1.4967 0.15625 0.15262 -0.0753 0.0531 1.0000 22.500 1.4900 0.16496 0.16140 -0.0807 0.0497 1.0000 23.000 1.4806 0.17458 0.17121 -0.0870 0.0469 1.0000 23.500 1.4763 0.18298 0.17965 -0.0928 0.0441 1.0000 24.000 1.4709 0.19166 0.18847 -0.0989 0.0415 1.0000 24.500 1.4628 0.20100 0.19797 -0.1056 0.0391 1.0000 25.000 1.4658 0.20761 0.20455 -0.1108 0.0366 1.0000 25.500 1.4551 0.21768 0.21485 -0.1183 0.0349 1.0000 26.000 1.4475 0.22703 0.22435 -0.1256 0.0330 1.0000 26.500 1.4521 0.23327 0.23057 -0.1308 0.0310 1.0000 27.000 1.4343 0.24530 0.24283 -0.1401 0.0294 1.0000 27.500 1.4197 0.25677 0.25447 -0.1490 0.0275 1.0000 28.000 1.4352 0.25988 0.25750 -0.1524 0.0256 1.0000 29.000 1.3749 0.29328 0.29128 -0.1768 0.0210 1.0000