ini XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NASA/AMES 63A108 MOD C 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- 1.000 0.0865 0.03372 0.01015 0.0004 1.0000 1.0000 2.000 0.1630 0.03471 0.01163 0.0036 1.0000 1.0000 3.000 0.2348 0.03666 0.01458 0.0059 1.0000 1.0000 4.000 0.2935 0.04080 0.02009 0.0052 1.0000 1.0000 5.000 0.3132 0.05089 0.03107 -0.0038 1.0000 1.0000 5.500 0.3209 0.05730 0.03766 -0.0970 1.0000 1.0000 6.000 0.3321 0.06376 0.04427 -0.0150 1.0000 1.0000 6.500 0.4367 0.07862 0.05990 -0.4060 1.0000 1.0000 6.750 0.4651 0.08402 0.06554 -0.4600 1.0000 1.0000 6.800 0.4662 0.08470 0.0623 -0.0462 1.0000 1.0000 6.900 0.4801 0.08717 0.06878 -0.0487 1.0000 1.0000 7.000 0.4812 0.08844 0.07006 -0.0489 0.8528 1.0000 7.050 0.4822 0.08912 0.07075 -0.0491 0.8514 1.0000 7.100 0.4834 0.08983 0.07147 -0.0494 0.8502 1.0000 7.150 0.4848 0.09056 0.07221 -0.0497 0.8492 1.0000 7.200 0.4864 0.09131 0.07297 -0.0500 0.8480 1.0000 7.250 0.4881 0.09208 0.07374 -0.0503 0.8470 1.0000 7.300 0.4899 0.09286 0.07453 -0.0507 0.8461 1.0000 7.350 0.4914 0.09361 0.07529 -0.0510 0.8456 1.0000 7.400 0.4926 0.09433 0.07602 -0.0513 0.8456 1.0000 7.450 0.4933 0.09502 0.07670 -0.0514 0.8461 1.0000 7.500 0.4939 0.09569 0.07737 -0.0516 0.8469 1.0000 7.550 0.4944 0.09635 0.07804 -0.0518 0.8480 1.0000 7.600 0.4950 0.09704 0.07873 -0.0520 0.8493 1.0000 7.650 0.4960 0.09776 0.07944 -0.0523 0.8507 1.0000 7.700 0.4972 0.09851 0.08020 -0.0526 0.8520 1.0000 7.750 0.4987 0.09931 0.08100 -0.0529 0.8534 1.0000 7.800 0.5007 0.10015 0.08185 -0.0534 0.8548 1.0000 7.850 0.5031 0.10107 0.08277 -0.0540 0.8562 1.0000 7.900 0.4939 0.10057 0.08224 -0.0524 0.8650 1.0000 7.950 0.4940 0.10121 0.08287 -0.0525 0.8683 1.0000 8.000 0.4956 0.10204 0.08370 -0.0530 0.8711 1.0000 8.050 0.4987 0.10306 0.08472 -0.0537 0.8736 1.0000 8.100 0.4890 0.10244 0.08407 -0.0520 0.8838 1.0000 8.150 0.4902 0.10323 0.08485 -0.0523 0.8880 1.0000 8.250 0.4833 0.10358 0.08516 -0.0512 0.9031 1.0000 8.350 0.4771 0.10402 0.08555 -0.0501 0.9196 1.0000 8.400 0.4697 0.10364 0.08513 -0.0486 0.9310 1.0000 8.450 0.4636 0.10343 0.08488 -0.0473 0.9422 1.0000 8.500 0.4572 0.10319 0.08460 -0.0459 0.9537 1.0000 8.600 0.4363 0.10156 0.08284 -0.0408 0.9821 1.0000 8.650 0.4166 0.09945 0.08061 -0.0358 1.0000 1.0000 8.700 0.4183 0.10015 0.08132 -0.0361 1.0000 1.0000 8.750 0.4201 0.10085 0.08203 -0.0364 1.0000 1.0000 8.800 0.4219 0.10156 0.08274 -0.0367 1.0000 1.0000 8.850 0.4236 0.10226 0.08346 -0.0371 1.0000 1.0000 8.900 0.4254 0.10296 0.08417 -0.0374 1.0000 1.0000 8.950 0.4272 0.10367 0.08488 -0.0377 1.0000 1.0000 9.000 0.4290 0.10437 0.08560 -0.0381 1.0000 1.0000 9.050 0.4307 0.10508 0.08631 -0.0384 1.0000 1.0000 9.100 0.4325 0.10579 0.08703 -0.0387 1.0000 1.0000 9.150 0.4343 0.10650 0.08774 -0.0390 1.0000 1.0000 9.200 0.4361 0.10721 0.08846 -0.0394 1.0000 1.0000 9.250 0.4379 0.10791 0.08918 -0.0397 1.0000 1.0000 9.300 0.4397 0.10862 0.08990 -0.0400 1.0000 1.0000 9.350 0.4414 0.10933 0.09061 -0.0403 1.0000 1.0000 9.400 0.4432 0.11004 0.09133 -0.0406 1.0000 1.0000 9.450 0.4450 0.11076 0.09205 -0.0410 1.0000 1.0000 9.500 0.4468 0.11147 0.09277 -0.0413 1.0000 1.0000 9.550 0.4486 0.11218 0.09349 -0.0416 1.0000 1.0000 9.600 0.4504 0.11289 0.09421 -0.0419 1.0000 1.0000 9.650 0.4523 0.11361 0.09494 -0.0423 1.0000 1.0000 9.700 0.4541 0.11432 0.09566 -0.0426 1.0000 1.0000 9.750 0.4559 0.11504 0.09638 -0.0429 1.0000 1.0000 9.800 0.4577 0.11575 0.09710 -0.0432 1.0000 1.0000 9.850 0.4595 0.11647 0.09783 -0.0435 1.0000 1.0000 9.900 0.4613 0.11718 0.09855 -0.0438 1.0000 1.0000 9.950 0.4632 0.11790 0.09928 -0.0442 1.0000 1.0000 10.000 0.4650 0.11862 0.10000 -0.0445 1.0000 1.0000