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 = 0.015 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -1.500 -0.1638 0.04986 0.03709 -0.0078 1.0000 0.4019 -1.000 -0.1175 0.04200 0.02874 -0.0077 1.0000 0.4666 -0.500 -0.0341 0.03801 0.02357 -0.0149 1.0000 0.5102 0.500 0.1345 0.03518 0.01954 -0.0303 1.0000 1.0000 1.000 0.1698 0.03692 0.01994 -0.0297 1.0000 1.0000 1.500 0.1946 0.03885 0.02104 -0.0284 1.0000 1.0000 2.000 0.2150 0.04109 0.02276 -0.0274 1.0000 1.0000 2.500 0.2331 0.04368 0.02496 -0.0269 1.0000 1.0000 3.000 0.2507 0.04651 0.02748 -0.0267 1.0000 1.0000 3.500 0.2690 0.04949 0.03020 -0.0267 1.0000 1.0000 4.000 0.2881 0.05259 0.03312 -0.0270 1.0000 1.0000 4.500 0.3072 0.05592 0.03631 -0.0275 1.0000 1.0000 5.000 0.3258 0.05952 0.03985 -0.0282 1.0000 1.0000 5.500 0.3433 0.06345 0.04403 -0.0292 1.0000 1.0000 6.000 0.3615 0.06746 0.04802 -0.0302 1.0000 1.0000 6.500 0.3804 0.07152 0.05206 -0.0312 1.0000 1.0000 7.000 0.3997 0.07565 0.05619 -0.0322 1.0000 1.0000 7.500 0.4189 0.07994 0.06050 -0.0333 1.0000 1.0000 8.000 0.4373 0.08448 0.06509 -0.0345 1.0000 1.0000 8.500 0.4545 0.08938 0.07005 -0.0360 1.0000 1.0000 9.000 0.4705 0.09458 0.07532 -0.0376 1.0000 1.0000 9.500 0.4859 0.10005 0.08085 -0.0394 1.0000 1.0000 10.000 0.5013 0.10566 0.08652 -0.0413 1.0000 1.0000