XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: UNIVERSITY OF ILLINOIS UI-1720 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3513 0.09448 0.08728 0.0385 1.0004 0.7261 -2.750 -0.3801 0.09383 0.08669 0.0409 1.0004 0.7084 -2.500 -0.3916 0.09227 0.08515 0.0408 1.0004 0.6937 -2.250 -0.4027 0.09071 0.08357 0.0401 1.0004 0.6800 -2.000 -0.4143 0.08915 0.08196 0.0381 1.0004 0.6653 -1.750 -0.4084 0.08699 0.07972 0.0355 1.0004 0.6564 -1.500 -0.4023 0.08501 0.07762 0.0305 1.0004 0.6453 -1.250 -0.3878 0.08300 0.07544 0.0255 1.0004 0.6387 -1.000 -0.3692 0.08106 0.07333 0.0203 1.0004 0.6352 -0.750 -0.3463 0.07930 0.07137 0.0143 1.0004 0.6346 -0.500 -0.3190 0.07776 0.06956 0.0076 1.0004 0.6356 -0.250 -0.2877 0.07648 0.06801 0.0003 1.0004 0.6396 0.000 -0.2582 0.07536 0.06666 -0.0055 1.0004 0.6474 0.250 -0.2279 0.07448 0.06554 -0.0110 1.0004 0.6584 0.500 -0.1969 0.07380 0.06462 -0.0164 1.0004 0.6729 0.750 -0.1659 0.07332 0.06392 -0.0214 1.0004 0.6926 1.000 -0.1373 0.07289 0.06333 -0.0253 1.0004 0.7170 1.250 -0.1100 0.07251 0.06284 -0.0285 1.0004 0.7504 1.500 -0.0860 0.07196 0.06229 -0.0306 1.0004 0.7937 1.750 -0.0653 0.07100 0.06157 -0.0318 1.0004 0.8624 2.250 0.0788 0.07425 0.06274 -0.0710 1.0004 0.9996 2.500 0.1232 0.07716 0.06392 -0.0794 1.0004 0.9996 2.750 0.1459 0.07932 0.06518 -0.0817 1.0004 0.9996 3.000 0.1652 0.08141 0.06659 -0.0831 1.0004 0.9996 3.250 0.1831 0.08349 0.06811 -0.0842 1.0004 0.9996 3.500 0.2001 0.08559 0.06971 -0.0852 1.0004 0.9996 3.750 0.2166 0.08771 0.07140 -0.0862 1.0004 0.9996 4.000 0.2327 0.08985 0.07315 -0.0870 1.0004 0.9996 4.250 0.2484 0.09203 0.07497 -0.0878 1.0004 0.9996 4.500 0.2639 0.09423 0.07685 -0.0886 1.0004 0.9996 4.750 0.2791 0.09646 0.07877 -0.0893 1.0004 0.9996 5.000 0.2940 0.09872 0.08075 -0.0901 1.0004 0.9996