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 = 0.030 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- 0.000 -0.0298 0.02485 0.01135 0.0009 1.0000 1.0000 1.000 0.0458 0.02584 0.01194 0.0037 1.0000 1.0000 2.000 0.1263 0.02751 0.01356 0.0048 1.0000 1.0000 3.000 0.2026 0.03039 0.01680 0.0042 1.0000 1.0000 4.000 0.5380 0.03610 0.02428 -0.0317 0.6929 1.0000 5.000 0.6631 0.03431 0.02263 -0.0223 0.5639 1.0000 6.000 0.7648 0.03904 0.02746 -0.0175 0.4827 1.0000 6.200 0.7812 0.04092 0.02953 -0.0175 0.4689 1.0000 6.400 0.7951 0.04317 0.03196 -0.0177 0.4558 1.0000 6.600 0.8071 0.04581 0.03480 -0.0182 0.4450 1.0000 6.800 0.8210 0.04808 0.03720 -0.0180 0.4334 1.0000 7.000 0.8378 0.05001 0.03923 -0.0174 0.4212 1.0000 7.200 0.8330 0.05466 0.04416 -0.0192 0.4154 1.0000 7.400 0.8471 0.05706 0.04666 -0.0188 0.4052 1.0000 7.600 0.8310 0.06270 0.05245 -0.0211 0.4023 1.0000 7.800 0.8127 0.06858 0.05838 -0.0236 0.4011 1.0000 8.000 0.7919 0.07492 0.06470 -0.0269 0.4025 1.0000 8.200 0.7767 0.08073 0.07047 -0.0297 0.4048 1.0000 8.400 0.5719 0.10320 0.09204 -0.0552 0.7032 1.0000 8.450 0.5654 0.10390 0.09269 -0.0554 0.7177 1.0000 8.500 0.5579 0.10380 0.09258 -0.0547 0.7222 1.0000 8.550 0.5543 0.10431 0.09308 -0.0546 0.7278 1.0000 8.600 0.5587 0.10557 0.09436 -0.0555 0.7312 1.0000 8.650 0.5626 0.10667 0.09552 -0.0562 0.7322 1.0000 8.700 0.5648 0.10754 0.09640 -0.0566 0.7325 1.0000 8.750 0.5660 0.10826 0.09714 -0.0568 0.7326 1.0000 8.800 0.5662 0.10885 0.09773 -0.0568 0.7323 1.0000 8.850 0.5656 0.10931 0.09821 -0.0567 0.7318 1.0000 8.900 0.5643 0.10967 0.09857 -0.0565 0.7307 1.0000 8.950 0.5633 0.11001 0.09892 -0.0562 0.7289 1.0000 9.000 0.5640 0.11053 0.09945 -0.0562 0.7263 1.0000 9.050 0.5675 0.11137 0.10031 -0.0566 0.7233 1.0000 9.100 0.5750 0.11274 0.10173 -0.0575 0.7204 1.0000 9.150 0.5836 0.11449 0.10351 -0.0586 0.7186 1.0000 9.200 0.5813 0.11473 0.10374 -0.0583 0.7178 1.0000 9.250 0.5784 0.11484 0.10385 -0.0578 0.7164 1.0000 9.300 0.5767 0.11509 0.10411 -0.0575 0.7144 1.0000 9.350 0.5771 0.11559 0.10462 -0.0574 0.7122 1.0000 9.400 0.5792 0.11632 0.10537 -0.0576 0.7100 1.0000 9.450 0.5829 0.11726 0.10634 -0.0580 0.7079 1.0000 9.500 0.5886 0.11853 0.10764 -0.0587 0.7059 1.0000 9.550 0.5979 0.12046 0.10961 -0.0600 0.7039 1.0000 9.600 0.5924 0.12016 0.10929 -0.0591 0.7022 1.0000 9.650 0.5890 0.12009 0.10922 -0.0585 0.6988 1.0000 9.700 0.5916 0.12078 0.10993 -0.0586 0.6946 1.0000 9.750 0.6026 0.12271 0.11191 -0.0599 0.6903 1.0000 9.800 0.6027 0.12329 0.11249 -0.0598 0.6879 1.0000 9.850 0.5984 0.12304 0.11224 -0.0590 0.6841 1.0000 9.900 0.6033 0.12397 0.11321 -0.0593 0.6785 1.0000 9.950 0.6143 0.12608 0.11535 -0.0606 0.6742 1.0000 10.000 0.6079 0.12558 0.11484 -0.0596 0.6713 1.0000 10.200 0.6166 0.12850 0.11782 -0.0600 0.6564 1.0000 10.400 0.6276 0.13193 0.12134 -0.0607 0.6433 1.0000 10.600 0.6338 0.13448 0.12398 -0.0607 0.6270 1.0000 10.800 0.6449 0.13746 0.12703 -0.0609 0.6057 1.0000 11.000 0.6634 0.14202 0.13169 -0.0619 0.5866 1.0000 11.200 0.6694 0.14476 0.13448 -0.0619 0.5715 1.0000 11.400 0.6728 0.14701 0.13677 -0.0616 0.5552 1.0000 11.600 0.6778 0.14931 0.13911 -0.0612 0.5352 1.0000 11.800 0.7007 0.15472 0.14464 -0.0619 0.5128 1.0000 12.000 0.7080 0.15786 0.14783 -0.0620 0.4977 1.0000 12.200 0.7132 0.16062 0.15063 -0.0620 0.4822 1.0000 12.400 0.7156 0.16277 0.15283 -0.0617 0.4658 1.0000 12.600 0.7187 0.16500 0.15509 -0.0615 0.4487 1.0000 12.800 0.7258 0.16813 0.15826 -0.0617 0.4338 1.0000 13.000 0.7360 0.17197 0.16215 -0.0621 0.4203 1.0000 13.200 0.7441 0.17535 0.16557 -0.0623 0.4056 1.0000 13.400 0.7515 0.17855 0.16880 -0.0625 0.3906 1.0000 13.600 0.7632 0.18281 0.17311 -0.0627 0.3764 1.0000 13.800 0.7562 0.18278 0.17306 -0.0634 0.3668 1.0000 14.000 0.7629 0.18622 0.17651 -0.0641 0.3578 1.0000 14.200 0.7766 0.19108 0.18143 -0.0644 0.3454 1.0000 14.400 0.7792 0.19284 0.18321 -0.0650 0.3334 1.0000 14.600 0.7793 0.19468 0.18506 -0.0660 0.3257 1.0000 14.800 0.7989 0.20145 0.19191 -0.0663 0.3157 1.0000 15.000 0.7907 0.20049 0.19090 -0.0679 0.3096 1.0000