XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BOEING-VERTOL VR-5 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 0.4502 0.00778 0.00271 -0.0415 0.5952 0.9440 2.000 0.5145 0.00777 0.00270 -0.0432 0.5865 0.9739 2.500 0.5891 0.00794 0.00276 -0.0476 0.5782 1.0000 3.000 0.6459 0.00806 0.00290 -0.0483 0.5694 1.0000 3.500 0.7036 0.00826 0.00307 -0.0491 0.5611 1.0000 4.000 0.7611 0.00848 0.00329 -0.0498 0.5502 1.0000 4.500 0.8184 0.00866 0.00348 -0.0504 0.5383 1.0000 5.000 0.8755 0.00883 0.00372 -0.0510 0.5233 1.0000 5.500 0.9322 0.00899 0.00392 -0.0515 0.5026 1.0000 6.000 0.9879 0.00919 0.00407 -0.0519 0.4677 1.0000 6.500 1.0419 0.00966 0.00445 -0.0522 0.4126 1.0000 7.000 1.0839 0.01166 0.00567 -0.0516 0.2727 1.0000 7.500 1.1192 0.01426 0.00744 -0.0506 0.1343 1.0000 8.500 1.1946 0.01794 0.01063 -0.0484 0.0430 1.0000 9.500 1.2552 0.02176 0.01437 -0.0449 0.0179 1.0000 10.000 1.2822 0.02391 0.01661 -0.0433 0.0150 1.0000 10.500 1.3078 0.02627 0.01908 -0.0419 0.0133 1.0000 11.000 1.3290 0.02913 0.02205 -0.0406 0.0122 1.0000 11.500 1.3492 0.03218 0.02527 -0.0394 0.0114 1.0000 12.000 1.3659 0.03565 0.02890 -0.0384 0.0107 1.0000 12.500 1.3786 0.03960 0.03300 -0.0375 0.0102 1.0000 13.000 1.3905 0.04368 0.03724 -0.0367 0.0092 1.0000 13.500 1.4013 0.04795 0.04169 -0.0362 0.0086 1.0000 14.000 1.4092 0.05273 0.04664 -0.0359 0.0080 1.0000 14.500 1.4115 0.05838 0.05245 -0.0360 0.0075 1.0000 15.000 1.4173 0.06381 0.05810 -0.0364 0.0071 1.0000 15.500 1.4208 0.06969 0.06419 -0.0370 0.0068 1.0000 16.000 1.4218 0.07612 0.07084 -0.0380 0.0064 1.0000 16.500 1.4189 0.08325 0.07820 -0.0395 0.0061 1.0000 17.000 1.4145 0.09084 0.08602 -0.0414 0.0057 1.0000 17.500 1.4090 0.09880 0.09417 -0.0437 0.0051 1.0000 18.000 1.4000 0.10756 0.10320 -0.0466 0.0047 1.0000 18.500 1.3879 0.11711 0.11301 -0.0502 0.0043 1.0000 19.000 1.3695 0.12805 0.12426 -0.0549 0.0033 1.0000 19.500 1.3591 0.13792 0.13425 -0.0598 0.0017 1.0000 20.000 1.3406 0.14969 0.14625 -0.0661 0.0016 1.0000 20.500 1.3201 0.16247 0.15927 -0.0735 0.0015 1.0000 21.000 1.2969 0.17662 0.17366 -0.0824 0.0015 1.0000 21.500 1.2732 0.19172 0.18905 -0.0923 0.0016 1.0000 23.500 1.1523 0.29044 0.28831 -0.1523 0.0019 1.0000