XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BOEING-VERTOL VR-7 AIRFOIL WITH 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.2408 0.00750 0.00269 -0.0185 0.6032 0.9606 1.000 0.3116 0.00737 0.00251 -0.0215 0.5900 1.0000 1.500 0.3724 0.00751 0.00250 -0.0228 0.5774 1.0000 2.000 0.4340 0.00761 0.00250 -0.0242 0.5629 1.0000 2.500 0.4953 0.00774 0.00255 -0.0256 0.5459 1.0000 3.000 0.5563 0.00792 0.00264 -0.0269 0.5284 1.0000 3.500 0.6170 0.00816 0.00277 -0.0281 0.5116 1.0000 4.000 0.6776 0.00838 0.00297 -0.0294 0.4943 1.0000 4.500 0.7379 0.00864 0.00321 -0.0306 0.4759 1.0000 5.000 0.7978 0.00893 0.00348 -0.0318 0.4543 1.0000 5.500 0.8575 0.00926 0.00380 -0.0330 0.4347 1.0000 6.000 0.9165 0.00969 0.00412 -0.0342 0.3953 1.0000 6.500 0.9745 0.01032 0.00458 -0.0354 0.3496 1.0000 7.000 1.0311 0.01120 0.00522 -0.0367 0.2873 1.0000 7.500 1.0792 0.01369 0.00680 -0.0382 0.1440 1.0000 8.000 1.1273 0.01548 0.00820 -0.0388 0.0806 1.0000 8.500 1.1752 0.01689 0.00950 -0.0391 0.0556 1.0000 9.000 1.2191 0.01854 0.01099 -0.0391 0.0290 1.0000 9.500 1.2597 0.02023 0.01264 -0.0386 0.0168 1.0000 10.000 1.2980 0.02188 0.01436 -0.0380 0.0129 1.0000 10.500 1.3280 0.02373 0.01632 -0.0366 0.0111 1.0000 11.000 1.3531 0.02602 0.01872 -0.0350 0.0087 1.0000 11.500 1.3712 0.02919 0.02197 -0.0337 0.0019 1.0000 12.000 1.3864 0.03290 0.02584 -0.0329 0.0013 1.0000 12.500 1.4007 0.03692 0.03005 -0.0325 0.0011 1.0000 13.000 1.4115 0.04144 0.03477 -0.0324 0.0011 1.0000 13.500 1.4175 0.04658 0.04012 -0.0325 0.0010 1.0000 14.000 1.4195 0.05225 0.04603 -0.0328 0.0010 1.0000 14.500 1.4179 0.05863 0.05263 -0.0335 0.0010 1.0000 15.000 1.4140 0.06563 0.05988 -0.0347 0.0010 1.0000 15.500 1.4071 0.07337 0.06787 -0.0365 0.0010 1.0000 16.000 1.3981 0.08174 0.07648 -0.0388 0.0010 1.0000 16.500 1.3855 0.09094 0.08594 -0.0416 0.0010 1.0000 17.000 1.3708 0.10079 0.09605 -0.0450 0.0010 1.0000 17.500 1.3531 0.11144 0.10696 -0.0491 0.0010 1.0000 18.000 1.3342 0.12268 0.11846 -0.0538 0.0010 1.0000 18.500 1.3131 0.13478 0.13082 -0.0595 0.0010 1.0000 19.000 1.2915 0.14760 0.14390 -0.0662 0.0010 1.0000 19.500 1.2693 0.16116 0.15771 -0.0739 0.0010 1.0000 20.000 1.2454 0.17604 0.17284 -0.0829 0.0010 1.0000 20.500 1.2201 0.19226 0.18930 -0.0931 0.0010 1.0000 21.000 1.1905 0.21134 0.20862 -0.1054 0.0010 1.0000 21.500 1.1607 0.23333 0.23081 -0.1192 0.0011 1.0000 22.000 1.1524 0.24942 0.24701 -0.1295 0.0011 1.0000 22.500 1.1568 0.26074 0.25840 -0.1372 0.0012 1.0000 23.000 1.1659 0.26991 0.26762 -0.1438 0.0012 1.0000 23.500 1.1767 0.27830 0.27606 -0.1501 0.0012 1.0000 24.000 1.1880 0.28660 0.28441 -0.1564 0.0013 1.0000