XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: USA 5 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.010 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -2.000 -0.2569 0.05627 0.04224 0.0099 1.0000 0.5289 -1.500 -0.2160 0.05000 0.03566 0.0092 1.0000 0.5793 -1.000 -0.1472 0.04350 0.02868 0.0029 1.0000 0.6338 -0.500 0.0204 0.03765 0.02211 -0.0230 1.0000 1.0000 0.000 0.1076 0.03914 0.02046 -0.0328 1.0000 1.0000 0.500 0.1521 0.04054 0.01998 -0.0330 1.0000 1.0000 1.000 0.1824 0.04200 0.02028 -0.0316 1.0000 1.0000 1.500 0.2075 0.04367 0.02117 -0.0300 1.0000 1.0000 2.000 0.2295 0.04562 0.02257 -0.0287 1.0000 1.0000 2.500 0.2492 0.04787 0.02441 -0.0278 1.0000 1.0000 3.000 0.2673 0.05041 0.02663 -0.0271 1.0000 1.0000 3.500 0.2848 0.05319 0.02915 -0.0268 1.0000 1.0000 4.000 0.3023 0.05615 0.03191 -0.0267 1.0000 1.0000 4.500 0.3201 0.05929 0.03492 -0.0269 1.0000 1.0000 5.000 0.3380 0.06263 0.03819 -0.0273 1.0000 1.0000 5.500 0.3552 0.06627 0.04211 -0.0279 1.0000 1.0000 6.000 0.3723 0.07008 0.04590 -0.0288 1.0000 1.0000 6.500 0.3896 0.07406 0.04986 -0.0297 1.0000 1.0000 7.000 0.4073 0.07816 0.05397 -0.0307 1.0000 1.0000 7.500 0.4252 0.08240 0.05822 -0.0318 1.0000 1.0000 8.000 0.4431 0.08680 0.06267 -0.0329 1.0000 1.0000 8.500 0.4606 0.09143 0.06738 -0.0342 1.0000 1.0000 9.000 0.4772 0.09631 0.07236 -0.0357 1.0000 1.0000 9.500 0.4931 0.10145 0.07760 -0.0374 1.0000 1.0000 10.000 0.5084 0.10681 0.08309 -0.0392 1.0000 1.0000