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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.1277 0.08664 0.07624 0.0063 1.0004 0.9229 -2.750 -0.1427 0.08645 0.07611 0.0083 1.0004 0.9174 -2.500 -0.1597 0.08619 0.07590 0.0109 1.0004 0.9120 -2.250 -0.1803 0.08587 0.07565 0.0142 1.0004 0.9064 -2.000 -0.1947 0.08521 0.07502 0.0163 1.0004 0.9034 -1.750 -0.2054 0.08434 0.07417 0.0177 1.0004 0.9024 -1.500 -0.2155 0.08335 0.07320 0.0189 1.0004 0.9023 -1.250 -0.2247 0.08225 0.07212 0.0201 1.0004 0.9039 -0.750 -0.1884 0.07960 0.06930 0.0107 1.0004 0.9349 -0.500 -0.1323 0.07847 0.06794 -0.0031 1.0004 0.9766 -0.250 -0.1108 0.07753 0.06691 -0.0097 1.0004 0.9996 0.000 -0.1203 0.07643 0.06584 -0.0088 1.0004 0.9996 0.250 -0.1302 0.07521 0.06463 -0.0079 1.0004 0.9996 0.500 -0.1403 0.07385 0.06329 -0.0070 1.0004 0.9996 0.750 -0.1498 0.07238 0.06183 -0.0064 1.0004 0.9996 1.000 -0.1530 0.07101 0.06038 -0.0075 1.0004 0.9996 1.250 -0.1381 0.07023 0.05931 -0.0134 1.0004 0.9996 1.500 -0.0869 0.07094 0.05929 -0.0290 1.0004 0.9996 1.750 0.0073 0.07410 0.06061 -0.0551 1.0004 0.9996 2.000 0.0627 0.07701 0.06165 -0.0674 1.0004 0.9996 2.250 0.0915 0.07919 0.06263 -0.0716 1.0004 0.9996 2.500 0.1137 0.08121 0.06372 -0.0739 1.0004 0.9996 2.750 0.1334 0.08320 0.06495 -0.0756 1.0004 0.9996 3.000 0.1517 0.08519 0.06629 -0.0770 1.0004 0.9996 3.250 0.1693 0.08720 0.06771 -0.0782 1.0004 0.9996 3.500 0.1861 0.08922 0.06919 -0.0792 1.0004 0.9996 3.750 0.2026 0.09127 0.07076 -0.0802 1.0004 0.9996 4.000 0.2187 0.09335 0.07240 -0.0811 1.0004 0.9996 4.250 0.2345 0.09546 0.07411 -0.0820 1.0004 0.9996 4.500 0.2500 0.09760 0.07587 -0.0829 1.0004 0.9996 4.750 0.2652 0.09977 0.07767 -0.0837 1.0004 0.9996 5.000 0.2803 0.10196 0.07954 -0.0845 1.0004 0.9996