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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0746 0.07984 0.07292 -0.0376 0.7895 0.5456 -2.750 -0.0896 0.07986 0.07289 -0.0401 0.7905 0.5291 -2.500 -0.0940 0.07927 0.07228 -0.0403 0.7910 0.5213 -2.250 -0.0900 0.07854 0.07137 -0.0465 0.7920 0.5081 -2.000 -0.0820 0.07765 0.07037 -0.0487 0.7926 0.5029 -1.750 -0.0674 0.07671 0.06926 -0.0531 0.7930 0.4968 -1.500 -0.0461 0.07583 0.06815 -0.0589 0.7933 0.4934 -1.250 -0.0230 0.07520 0.06728 -0.0640 0.7939 0.4949 -1.000 0.0049 0.07475 0.06657 -0.0697 0.7952 0.4986 -0.750 0.0151 0.07474 0.06637 -0.0729 0.8023 0.5005 -0.500 0.0367 0.07490 0.06623 -0.0781 0.8112 0.5062 -0.250 0.0651 0.07513 0.06628 -0.0821 0.8185 0.5184 0.000 0.0633 0.07551 0.06652 -0.0827 0.8360 0.5237 0.250 0.0703 0.07594 0.06674 -0.0848 0.8555 0.5315 0.500 0.0698 0.07624 0.06699 -0.0842 0.8791 0.5400 0.750 0.0552 0.07624 0.06693 -0.0818 0.9154 0.5442 1.250 -0.0114 0.07382 0.06450 -0.0672 1.0004 0.5399 1.500 0.0164 0.07441 0.06488 -0.0701 1.0004 0.5650 1.750 0.0455 0.07515 0.06545 -0.0732 1.0004 0.5989 2.000 0.0702 0.07567 0.06601 -0.0746 1.0004 0.6454 2.250 0.0922 0.07575 0.06641 -0.0746 1.0004 0.7213 2.500 0.0948 0.07401 0.06545 -0.0708 1.0004 0.8756 2.750 0.1572 0.07651 0.06582 -0.0867 1.0004 0.9996 3.000 0.1794 0.07874 0.06719 -0.0887 1.0004 0.9996 3.250 0.1977 0.08088 0.06875 -0.0899 1.0004 0.9996 3.500 0.2147 0.08303 0.07043 -0.0908 1.0004 0.9996 3.750 0.2311 0.08520 0.07221 -0.0916 1.0004 0.9996 4.000 0.2471 0.08739 0.07406 -0.0924 1.0004 0.9996 4.250 0.2627 0.08961 0.07597 -0.0931 1.0004 0.9996 4.500 0.2780 0.09187 0.07795 -0.0938 1.0004 0.9996 4.750 0.2930 0.09415 0.07997 -0.0945 1.0004 0.9996 5.000 0.3078 0.09647 0.08205 -0.0952 1.0004 0.9996