XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NASA/AMES A-03 AIRFOIL 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- 0.000 -0.0214 0.02903 0.01233 0.0000 1.0000 1.0000 1.000 0.0493 0.02996 0.01279 0.0037 1.0000 1.0000 2.000 0.1254 0.03156 0.01431 0.0055 1.0000 1.0000 3.000 0.1988 0.03423 0.01735 0.0058 1.0000 1.0000 4.000 0.2387 0.04134 0.02520 0.0011 1.0000 1.0000 5.000 0.4909 0.05915 0.04430 -0.0386 0.7441 1.0000 6.000 0.5647 0.06931 0.05493 -0.0417 0.6632 1.0000 6.200 0.5708 0.07162 0.05729 -0.0419 0.6528 1.0000 6.400 0.5830 0.07400 0.05974 -0.0425 0.6422 1.0000 6.600 0.5846 0.07670 0.06248 -0.0429 0.6375 1.0000 6.800 0.5975 0.07932 0.06519 -0.0437 0.6292 1.0000 7.000 0.5958 0.08203 0.06792 -0.0439 0.6251 1.0000 7.200 0.6017 0.08484 0.07079 -0.0446 0.6203 1.0000 7.400 0.5995 0.08790 0.07387 -0.0453 0.6224 1.0000 7.600 0.5994 0.09096 0.07700 -0.0461 0.6243 1.0000 7.800 0.6006 0.09398 0.08007 -0.0469 0.6254 1.0000 8.000 0.6033 0.09714 0.08328 -0.0479 0.6278 1.0000 8.200 0.5981 0.10060 0.08675 -0.0493 0.6435 1.0000 8.400 0.4774 0.10026 0.08586 -0.0465 0.9092 1.0000 8.600 0.4828 0.10274 0.08840 -0.0472 0.9086 1.0000 8.800 0.4896 0.10547 0.09121 -0.0482 0.9088 1.0000 9.000 0.4956 0.10809 0.09390 -0.0491 0.9085 1.0000 9.200 0.4996 0.11024 0.09613 -0.0494 0.9018 1.0000 9.400 0.5121 0.11383 0.09985 -0.0514 0.8927 1.0000 9.600 0.5247 0.11744 0.10358 -0.0534 0.8832 1.0000 9.800 0.5314 0.12033 0.10654 -0.0544 0.8797 1.0000 10.000 0.5403 0.12334 0.10965 -0.0556 0.8698 1.0000 11.000 0.5860 0.13929 0.12604 -0.0617 0.8127 1.0000 12.000 0.6357 0.15602 0.14325 -0.0671 0.7374 1.0000 13.000 0.6828 0.17206 0.15964 -0.0709 0.6514 1.0000 14.000 0.7311 0.18858 0.17650 -0.0739 0.5612 1.0000 15.000 0.7784 0.20631 0.19448 -0.0769 0.4822 1.0000