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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0326 0.06992 0.06275 -0.0594 0.6974 0.4594 -2.750 0.0440 0.06899 0.06178 -0.0625 0.6940 0.4524 -2.500 0.0622 0.06790 0.06049 -0.0694 0.6911 0.4429 -2.250 0.0835 0.06707 0.05944 -0.0751 0.6887 0.4371 -2.000 0.0993 0.06674 0.05896 -0.0790 0.6884 0.4351 -1.750 0.1120 0.06696 0.05902 -0.0831 0.6910 0.4360 -1.500 0.1266 0.06733 0.05918 -0.0875 0.6949 0.4384 -1.250 0.1431 0.06767 0.05934 -0.0908 0.6992 0.4424 -1.000 0.1659 0.06801 0.05948 -0.0941 0.7033 0.4489 -0.750 0.1478 0.06966 0.06110 -0.0941 0.7167 0.4487 -0.500 0.1724 0.07044 0.06157 -0.0986 0.7248 0.4599 -0.250 0.1684 0.07177 0.06280 -0.0998 0.7410 0.4645 0.000 0.1970 0.07274 0.06354 -0.1035 0.7499 0.4813 0.250 0.1936 0.07406 0.06476 -0.1044 0.7705 0.4884 0.500 0.1934 0.07531 0.06595 -0.1050 0.7937 0.4993 0.750 0.1713 0.07638 0.06700 -0.1036 0.8369 0.5002 1.250 0.0149 0.07302 0.06385 -0.0780 1.0004 0.4617 1.500 0.0393 0.07373 0.06440 -0.0799 1.0004 0.4794 1.750 0.0658 0.07466 0.06513 -0.0824 1.0004 0.5037 2.000 0.0913 0.07563 0.06601 -0.0843 1.0004 0.5362 2.250 0.1166 0.07657 0.06701 -0.0857 1.0004 0.5852 2.500 0.1422 0.07712 0.06801 -0.0864 1.0004 0.6780 2.750 0.1359 0.07491 0.06680 -0.0808 1.0004 0.9050 3.000 0.1861 0.07774 0.06758 -0.0913 1.0004 0.9996 3.250 0.2049 0.07992 0.06914 -0.0925 1.0004 0.9996 3.500 0.2219 0.08208 0.07085 -0.0933 1.0004 0.9996 3.750 0.2383 0.08427 0.07266 -0.0941 1.0004 0.9996 4.000 0.2542 0.08649 0.07456 -0.0948 1.0004 0.9996 4.250 0.2697 0.08874 0.07652 -0.0955 1.0004 0.9996 4.500 0.2849 0.09102 0.07854 -0.0962 1.0004 0.9996 4.750 0.2999 0.09333 0.08060 -0.0969 1.0004 0.9996 5.000 0.3146 0.09567 0.08273 -0.0975 1.0004 0.9996