XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 1310 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.020 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.600 -0.1123 0.02764 0.01264 -0.0265 1.0000 1.0000 -2.400 -0.1057 0.02727 0.01213 -0.0250 1.0000 1.0000 -2.200 -0.0990 0.02697 0.01170 -0.0234 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0920 0.02672 0.01132 -0.0218 1.0000 1.0000 -1.800 -0.0846 0.02653 0.01100 -0.0200 1.0000 1.0000 -1.600 -0.0768 0.02638 0.01073 -0.0183 1.0000 1.0000 -1.400 -0.0684 0.02628 0.01047 -0.0166 1.0000 1.0000 -1.200 -0.0598 0.02622 0.01029 -0.0149 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0509 0.02619 0.01014 -0.0133 1.0000 1.0000 -0.800 -0.0416 0.02620 0.01004 -0.0117 1.0000 1.0000 -0.600 -0.0319 0.02624 0.00998 -0.0101 1.0000 1.0000 -0.400 -0.0217 0.02632 0.00996 -0.0087 1.0000 1.0000 -0.200 -0.0112 0.02643 0.00998 -0.0073 1.0000 1.0000 0.000 -0.0003 0.02657 0.01003 -0.0060 1.0000 1.0000 0.200 0.0108 0.02675 0.01013 -0.0048 1.0000 1.0000 0.400 0.0222 0.02697 0.01029 -0.0038 1.0000 1.0000 0.600 0.0337 0.02723 0.01049 -0.0028 1.0000 1.0000 0.800 0.0453 0.02752 0.01074 -0.0019 1.0000 1.0000 1.000 0.0570 0.02786 0.01105 -0.0011 1.0000 1.0000 1.200 0.0686 0.02825 0.01141 -0.0004 1.0000 1.0000 1.400 0.0802 0.02869 0.01183 0.0002 1.0000 1.0000 1.600 0.0916 0.02918 0.01231 0.0007 1.0000 1.0000 1.800 0.1029 0.02973 0.01286 0.0011 1.0000 1.0000 2.000 0.1140 0.03034 0.01347 0.0014 1.0000 1.0000 2.200 0.1250 0.03101 0.01415 0.0016 1.0000 1.0000 2.400 0.1357 0.03174 0.01492 0.0017 1.0000 1.0000 2.600 0.1463 0.03254 0.01574 0.0017 1.0000 1.0000 2.800 0.1567 0.03340 0.01664 0.0016 1.0000 1.0000 3.000 0.1669 0.03433 0.01760 0.0013 1.0000 1.0000 3.200 0.1769 0.03531 0.01863 0.0010 1.0000 1.0000 3.400 0.1869 0.03637 0.01973 0.0006 1.0000 1.0000 3.600 0.1968 0.03748 0.02090 0.0001 1.0000 1.0000 3.800 0.2065 0.03866 0.02216 -0.0004 1.0000 1.0000 4.000 0.2162 0.03989 0.02346 -0.0011 1.0000 1.0000 4.200 0.2258 0.04118 0.02482 -0.0017 1.0000 1.0000 4.400 0.2353 0.04253 0.02624 -0.0025 1.0000 1.0000 4.600 0.2447 0.04394 0.02773 -0.0033 1.0000 1.0000 4.800 0.2539 0.04541 0.02928 -0.0041 1.0000 1.0000 5.000 0.2629 0.04694 0.03090 -0.0050 1.0000 1.0000