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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -2.000 -0.0469 0.05399 0.03404 -0.0196 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0576 0.05150 0.03140 -0.0182 1.0000 1.0000 -1.000 0.0072 0.05050 0.02739 -0.0302 1.0000 1.0000 -0.500 0.0853 0.05140 0.02445 -0.0379 1.0000 1.0000 0.000 0.1329 0.05240 0.02298 -0.0384 1.0000 1.0000 0.500 0.1690 0.05347 0.02240 -0.0373 1.0000 1.0000 1.000 0.2000 0.05470 0.02245 -0.0358 1.0000 1.0000 1.500 0.2278 0.05613 0.02301 -0.0344 1.0000 1.0000 2.000 0.2529 0.05779 0.02403 -0.0330 1.0000 1.0000 2.500 0.2759 0.05969 0.02544 -0.0318 1.0000 1.0000 3.000 0.2970 0.06185 0.02722 -0.0308 1.0000 1.0000 3.500 0.3167 0.06425 0.02935 -0.0300 1.0000 1.0000 4.000 0.3351 0.06690 0.03180 -0.0295 1.0000 1.0000 4.500 0.3528 0.06978 0.03456 -0.0293 1.0000 1.0000 5.000 0.3697 0.07293 0.03804 -0.0293 1.0000 1.0000 5.500 0.3867 0.07626 0.04130 -0.0295 1.0000 1.0000 6.000 0.4035 0.07978 0.04478 -0.0299 1.0000 1.0000 6.500 0.4203 0.08350 0.04850 -0.0305 1.0000 1.0000 7.000 0.4368 0.08743 0.05246 -0.0313 1.0000 1.0000 7.500 0.4532 0.09156 0.05664 -0.0323 1.0000 1.0000 8.000 0.4694 0.09587 0.06103 -0.0334 1.0000 1.0000 8.500 0.4856 0.10034 0.06562 -0.0346 1.0000 1.0000 9.000 0.5017 0.10496 0.07040 -0.0360 1.0000 1.0000 9.500 0.5176 0.10976 0.07540 -0.0375 1.0000 1.0000 10.000 0.5333 0.11474 0.08061 -0.0391 1.0000 1.0000