XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: AQUILA 9.3% smoothed 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.015 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -2.000 -0.1980 0.05190 0.04000 -0.0278 1.0000 0.3505 -1.500 -0.1375 0.04785 0.03498 -0.0327 1.0000 0.3514 -1.000 -0.0745 0.04467 0.03085 -0.0365 1.0000 0.3586 -0.500 -0.0169 0.04248 0.02804 -0.0386 1.0000 0.3973 0.000 0.0339 0.03967 0.02606 -0.0383 1.0000 0.5053 0.500 0.0783 0.03826 0.02459 -0.0367 1.0000 1.0000 1.000 0.1189 0.04011 0.02416 -0.0350 1.0000 1.0000 1.500 0.1511 0.04210 0.02495 -0.0344 1.0000 1.0000 2.000 0.1815 0.04433 0.02639 -0.0342 1.0000 1.0000 2.500 0.2106 0.04681 0.02828 -0.0344 1.0000 1.0000 3.000 0.2386 0.04955 0.03057 -0.0348 1.0000 1.0000 3.500 0.2657 0.05256 0.03326 -0.0354 1.0000 1.0000 4.000 0.2920 0.05583 0.03630 -0.0362 1.0000 1.0000 4.500 0.3173 0.05936 0.03967 -0.0372 1.0000 1.0000 5.000 0.3417 0.06315 0.04361 -0.0383 1.0000 1.0000 5.500 0.3655 0.06719 0.04753 -0.0395 1.0000 1.0000 6.000 0.3887 0.07144 0.05171 -0.0409 1.0000 1.0000 6.500 0.4113 0.07593 0.05617 -0.0424 1.0000 1.0000 7.000 0.4332 0.08064 0.06088 -0.0441 1.0000 1.0000 7.500 0.4545 0.08553 0.06583 -0.0458 1.0000 1.0000 8.000 0.4755 0.09064 0.07103 -0.0476 1.0000 1.0000 8.500 0.4961 0.09595 0.07645 -0.0495 1.0000 1.0000 9.000 0.5163 0.10148 0.08213 -0.0516 1.0000 1.0000 9.500 0.5362 0.10712 0.08794 -0.0537 1.0000 1.0000 10.000 0.5557 0.11293 0.09396 -0.0560 1.0000 1.0000 10.500 0.5749 0.11887 0.10013 -0.0584 1.0000 1.0000 11.000 0.5938 0.12495 0.10645 -0.0610 1.0000 1.0000 11.500 0.6123 0.13119 0.11296 -0.0637 1.0000 1.0000 12.000 0.6307 0.13762 0.12008 -0.0665 0.9997 1.0000 12.500 0.6746 0.14705 0.13004 -0.0760 0.9524 1.0000 13.000 0.7260 0.16145 0.14498 -0.0859 0.8858 1.0000 13.500 0.7450 0.16788 0.15173 -0.0889 0.8495 1.0000 14.000 0.7859 0.18686 0.17113 -0.0961 0.8162 1.0000 14.500 0.8294 0.20784 0.19277 -0.1023 0.7588 1.0000 15.000 0.8186 0.19599 0.18110 -0.0994 0.7228 1.0000