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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 0.0810 0.05981 0.05220 -0.0657 0.5882 0.3651 -2.750 0.1165 0.05733 0.04948 -0.0744 0.5864 0.3519 -2.500 0.1490 0.05586 0.04778 -0.0806 0.5851 0.3503 -2.250 0.1773 0.05498 0.04676 -0.0845 0.5844 0.3515 -2.000 0.2062 0.05438 0.04595 -0.0885 0.5843 0.3525 -1.750 0.2314 0.05434 0.04580 -0.0913 0.5850 0.3584 -1.500 0.2597 0.05450 0.04570 -0.0950 0.5862 0.3670 -1.250 0.2853 0.05486 0.04588 -0.0977 0.5875 0.3752 -1.000 0.3096 0.05557 0.04642 -0.0998 0.5887 0.3875 -0.750 0.3199 0.05755 0.04838 -0.1037 0.5943 0.3970 -0.500 0.3256 0.05980 0.05066 -0.1062 0.6011 0.4070 -0.250 0.3424 0.06145 0.05216 -0.1086 0.6066 0.4234 0.000 0.3585 0.06323 0.05388 -0.1110 0.6151 0.4451 0.250 0.3201 0.06779 0.05851 -0.1136 0.6502 0.4327 0.500 0.2975 0.07141 0.06216 -0.1165 0.6989 0.4301 1.500 0.0599 0.07170 0.06280 -0.0884 1.0004 0.3760 1.750 0.0844 0.07292 0.06373 -0.0904 1.0004 0.3925 2.000 0.1074 0.07415 0.06484 -0.0919 1.0004 0.4132 2.250 0.1318 0.07552 0.06608 -0.0936 1.0004 0.4408 2.500 0.1563 0.07693 0.06754 -0.0950 1.0004 0.4832 2.750 0.1843 0.07826 0.06932 -0.0966 1.0004 0.5679 3.000 0.1834 0.07627 0.06885 -0.0915 1.0004 0.9345 3.750 0.2891 0.08643 0.07647 -0.1057 0.9731 0.9996 4.000 0.3237 0.09006 0.07977 -0.1097 0.9476 0.9996 4.250 0.3633 0.09447 0.08384 -0.1143 0.9245 0.9996 4.500 0.3841 0.09687 0.08604 -0.1152 0.8967 0.9996 4.750 0.4094 0.09990 0.08885 -0.1168 0.8729 0.9996 5.000 0.4316 0.10284 0.09160 -0.1179 0.8527 0.9996