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 = 0.020 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -1.500 -0.1570 0.04839 0.03712 -0.0115 1.0000 0.3089 -1.000 -0.1087 0.04127 0.02924 -0.0115 1.0000 0.3399 -0.500 -0.0575 0.03859 0.02584 -0.0113 1.0000 0.3996 0.000 0.0209 0.03453 0.02091 -0.0176 1.0000 0.4602 1.000 0.1602 0.03422 0.02019 -0.0290 1.0000 1.0000 1.500 0.1865 0.03644 0.02149 -0.0282 1.0000 1.0000 2.000 0.2061 0.03903 0.02352 -0.0276 1.0000 1.0000 2.500 0.2240 0.04192 0.02602 -0.0275 1.0000 1.0000 3.000 0.2429 0.04494 0.02871 -0.0277 1.0000 1.0000 3.500 0.2631 0.04802 0.03154 -0.0280 1.0000 1.0000 4.000 0.2835 0.05126 0.03461 -0.0286 1.0000 1.0000 4.500 0.3030 0.05485 0.03808 -0.0294 1.0000 1.0000 5.000 0.3218 0.05877 0.04194 -0.0305 1.0000 1.0000 5.500 0.3406 0.06284 0.04622 -0.0316 1.0000 1.0000 6.000 0.3605 0.06690 0.05026 -0.0326 1.0000 1.0000 6.500 0.3810 0.07099 0.05433 -0.0336 1.0000 1.0000 7.000 0.4013 0.07520 0.05855 -0.0346 1.0000 1.0000 7.500 0.4210 0.07966 0.06303 -0.0358 1.0000 1.0000 8.000 0.4392 0.08450 0.06793 -0.0372 1.0000 1.0000 8.500 0.4562 0.08974 0.07322 -0.0390 0.9995 1.0000 9.000 0.4831 0.09512 0.07870 -0.0439 0.9848 1.0000 9.500 0.5463 0.10993 0.09364 -0.0565 0.9523 1.0000 10.000 0.5523 0.11074 0.09450 -0.0561 0.9357 1.0000