XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: TH 25816 HALE AIRFOIL 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.1953 0.01791 0.01273 -0.0310 0.7035 0.7815 2.000 0.2701 0.01757 0.01232 -0.0357 0.7018 0.7864 2.500 0.3480 0.01724 0.01191 -0.0414 0.7002 0.7917 4.500 0.4984 0.01903 0.01375 -0.0329 0.6790 0.8153 6.000 0.4486 0.02533 0.02028 0.0007 0.6425 0.8381 6.500 0.5217 0.02440 0.01938 -0.0030 0.6414 0.8420 7.000 0.6020 0.02336 0.01837 -0.0081 0.6403 0.8461 7.500 0.6888 0.02223 0.01725 -0.0145 0.6390 0.8507 8.000 0.7820 0.02115 0.01616 -0.0223 0.6365 0.8558 9.000 0.7766 0.02386 0.01905 -0.0048 0.6131 0.8691 10.000 0.8850 0.02326 0.01849 -0.0068 0.5964 0.8802 11.000 0.8641 0.02720 0.02261 0.0116 0.5621 0.8941 11.500 0.8837 0.02843 0.02386 0.0154 0.5447 0.8994 12.000 0.8992 0.02956 0.02502 0.0202 0.5250 0.9051 12.500 0.9115 0.03111 0.02657 0.0250 0.5018 0.9114 13.000 0.9302 0.03260 0.02801 0.0284 0.4766 0.9162 13.500 0.9361 0.03448 0.02981 0.0336 0.4478 0.9214 14.000 0.9353 0.03690 0.03218 0.0393 0.4161 0.9274 14.500 0.9351 0.03959 0.03475 0.0444 0.3830 0.9325 15.000 0.9346 0.04243 0.03753 0.0490 0.3528 0.9376 15.500 0.9316 0.04551 0.04053 0.0537 0.3233 0.9433 16.000 0.9218 0.04934 0.04422 0.0584 0.2852 0.9489 16.500 0.9201 0.05309 0.04786 0.0615 0.2503 0.9542 17.000 0.9257 0.05698 0.05168 0.0627 0.2215 0.9598 17.500 0.9317 0.06145 0.05607 0.0629 0.1901 0.9639 18.000 0.9467 0.06571 0.06031 0.0617 0.1686 0.9678 18.500 0.9641 0.07014 0.06473 0.0596 0.1461 0.9732 19.000 0.9806 0.07491 0.06950 0.0570 0.1290 0.9787 19.500 0.9946 0.07982 0.07440 0.0545 0.1139 0.9828 20.000 1.0122 0.08462 0.07925 0.0515 0.1022 0.9859 20.500 1.0230 0.08933 0.08402 0.0504 0.0927 1.0000 21.000 1.0307 0.09370 0.08847 0.0496 0.0864 1.0000 21.500 1.0356 0.09847 0.09327 0.0485 0.0797 1.0000 22.000 1.0468 0.10267 0.09760 0.0471 0.0748 1.0000 22.500 1.0518 0.10760 0.10261 0.0455 0.0690 1.0000 23.000 1.0570 0.11256 0.10765 0.0436 0.0642 1.0000 23.500 1.0653 0.11711 0.11233 0.0415 0.0602 1.0000 24.000 1.0666 0.12253 0.11783 0.0391 0.0553 1.0000 24.500 1.0702 0.12771 0.12312 0.0365 0.0508 1.0000 25.000 1.0725 0.13301 0.12854 0.0337 0.0460 1.0000 25.500 1.0731 0.13850 0.13413 0.0307 0.0421 1.0000 26.000 1.0714 0.14427 0.13999 0.0275 0.0380 1.0000 26.500 1.0673 0.15033 0.14615 0.0239 0.0338 1.0000 27.000 1.0594 0.15694 0.15286 0.0199 0.0270 1.0000 27.500 1.0530 0.16338 0.15941 0.0158 0.0247 1.0000 28.000 1.0335 0.17181 0.16790 0.0106 0.0186 1.0000 28.500 1.0176 0.17989 0.17610 0.0052 0.0154 1.0000 29.000 1.0060 0.18748 0.18383 -0.0002 0.0140 1.0000 29.500 0.9735 0.19897 0.19542 -0.0078 0.0095 1.0000 30.000 0.9525 0.20911 0.20569 -0.0151 0.0077 1.0000 30.500 0.9443 0.21730 0.21401 -0.0219 0.0074 1.0000 31.000 0.9381 0.22542 0.22222 -0.0288 0.0070 1.0000 31.500 0.9354 0.23307 0.22994 -0.0358 0.0063 1.0000 32.000 0.9377 0.23960 0.23654 -0.0422 0.0057 1.0000 32.500 0.9449 0.24488 0.24189 -0.0481 0.0057 1.0000 33.000 0.9520 0.25002 0.24708 -0.0539 0.0056 1.0000 33.500 0.9598 0.25481 0.25187 -0.0597 0.0051 1.0000 34.000 0.9702 0.25880 0.25589 -0.0650 0.0051 1.0000 34.500 0.9767 0.26365 0.26082 -0.0708 0.0050 1.0000 35.000 0.9758 0.27056 0.26788 -0.0776 0.0049 1.0000 35.500 0.9726 0.27795 0.27543 -0.0845 0.0049 1.0000