XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: UNIVERSITY OF ILLINOIS UI-1720 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 0.4937 0.01578 0.00707 -0.0833 0.2598 0.1439 0.500 0.5498 0.01585 0.00745 -0.0829 0.2595 0.2348 1.000 0.6054 0.01599 0.00798 -0.0825 0.2593 0.3607 1.500 0.6601 0.01613 0.00861 -0.0819 0.2590 0.5258 2.000 0.7054 0.01576 0.00927 -0.0790 0.2588 0.8751 2.500 0.7679 0.01640 0.00992 -0.0797 0.2585 0.9996 3.000 0.8229 0.01718 0.01067 -0.0791 0.2581 0.9996 3.500 0.8773 0.01804 0.01152 -0.0785 0.2577 0.9996 4.000 0.9310 0.01897 0.01248 -0.0778 0.2573 0.9996 4.500 0.9840 0.02000 0.01356 -0.0770 0.2568 0.9996 5.000 1.0364 0.02099 0.01461 -0.0762 0.2559 0.9996 5.500 1.0877 0.02217 0.01588 -0.0754 0.2551 0.9996 6.000 1.1373 0.02361 0.01744 -0.0744 0.2546 0.9996 6.500 1.1854 0.02521 0.01919 -0.0733 0.2540 0.9996 7.000 1.2340 0.02647 0.02056 -0.0723 0.2525 0.9996 7.500 1.2801 0.02811 0.02235 -0.0711 0.2514 0.9996 8.000 1.3246 0.02988 0.02428 -0.0699 0.2503 0.9996 8.500 1.3664 0.03195 0.02653 -0.0684 0.2494 0.9996 9.000 1.4102 0.03351 0.02821 -0.0672 0.2481 0.9996 9.500 1.4571 0.03456 0.02931 -0.0661 0.2467 0.9996 10.000 1.4987 0.03621 0.03109 -0.0647 0.2455 0.9996 10.500 1.5393 0.03800 0.03297 -0.0632 0.2442 0.9996 11.000 1.5397 0.04500 0.04031 -0.0599 0.2410 0.9996 11.500 1.5326 0.04863 0.04438 -0.0554 0.2381 0.9996 12.500 1.1090 0.12006 0.11648 -0.0869 0.1965 0.9996 13.000 1.1385 0.12192 0.11837 -0.0861 0.1946 0.9996 13.500 1.1687 0.12361 0.12010 -0.0853 0.1934 0.9996 14.000 1.2030 0.12435 0.12087 -0.0840 0.1923 0.9996 14.500 1.2429 0.12391 0.12047 -0.0822 0.1913 0.9996 15.000 1.2036 0.13828 0.13492 -0.0895 0.1784 0.9996 15.500 1.2398 0.13858 0.13526 -0.0885 0.1774 0.9996 16.500 1.2422 0.15271 0.14952 -0.0945 0.1643 0.9996 17.000 1.2793 0.15270 0.14957 -0.0937 0.1633 0.9996 17.500 1.3186 0.15227 0.14921 -0.0927 0.1623 0.9996 19.000 1.3952 0.15938 0.15652 -0.0954 0.1495 0.9996 20.000 1.4515 0.16300 0.16022 -0.0968 0.1367 0.9996 20.500 1.4561 0.16916 0.16643 -0.1001 0.1272 0.9996 21.000 1.4785 0.17183 0.16907 -0.1015 0.1189 0.9996 21.500 1.4913 0.17627 0.17346 -0.1041 0.1081 0.9996 22.000 1.4943 0.18258 0.17971 -0.1081 0.0964 0.9996 22.500 1.4917 0.18996 0.18703 -0.1129 0.0857 0.9996 23.000 1.4920 0.19676 0.19378 -0.1176 0.0757 0.9996 23.500 1.4902 0.20412 0.20108 -0.1229 0.0661 0.9996 24.000 1.4836 0.21263 0.20956 -0.1292 0.0565 0.9996 24.500 1.4747 0.22186 0.21877 -0.1362 0.0458 0.9996 25.000 1.4672 0.23096 0.22780 -0.1433 0.0360 0.9996 25.500 1.4632 0.23934 0.23615 -0.1501 0.0299 0.9996 26.000 1.4641 0.24650 0.24330 -0.1561 0.0259 0.9996 26.500 1.4672 0.25303 0.24982 -0.1618 0.0230 0.9996 27.000 1.4738 0.25851 0.25527 -0.1668 0.0206 0.9996 27.500 1.4793 0.26452 0.26138 -0.1723 0.0188 0.9996 28.000 1.4865 0.26977 0.26666 -0.1774 0.0172 0.9996 28.500 1.4933 0.27519 0.27214 -0.1827 0.0158 0.9996 29.000 1.5012 0.28017 0.27717 -0.1878 0.0146 0.9996 29.500 1.5057 0.28621 0.28332 -0.1937 0.0135 0.9996 30.000 1.5128 0.29119 0.28833 -0.1990 0.0125 0.9996 30.500 1.5146 0.29797 0.29526 -0.2057 0.0115 0.9996 31.000 1.5216 0.30275 0.30003 -0.2110 0.0106 0.9996 31.500 1.5186 0.31110 0.30859 -0.2189 0.0096 0.9996 32.000 1.5232 0.31663 0.31415 -0.2250 0.0088 0.9996 32.500 1.4464 0.36830 0.36645 -0.2588 0.0051 0.9996 33.000 1.4592 0.36771 0.36590 -0.2618 0.0051 0.9996 33.500 1.4732 0.36646 0.36467 -0.2643 0.0051 0.9996 34.000 1.4923 0.36242 0.36060 -0.2651 0.0051 0.9996 36.000 1.5081 0.43015 0.42828 -0.3075 0.0059 0.9996 36.500 1.5155 0.43300 0.43115 -0.3128 0.0055 0.9996 37.000 1.5215 0.43508 0.43326 -0.3176 0.0054 0.9996 37.500 1.5273 0.43596 0.43418 -0.3215 0.0053 0.9996 38.000 1.5381 0.44530 0.44350 -0.3302 0.0046 0.9996