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 = 0.015 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -1.000 -0.0733 0.02744 0.00906 -0.0065 1.0000 1.0000 0.000 0.0067 0.02727 0.00834 -0.0030 1.0000 1.0000 1.000 0.0861 0.02765 0.00867 0.0007 1.0000 1.0000 2.000 0.1633 0.02868 0.01008 0.0039 1.0000 1.0000 3.000 0.2369 0.03072 0.01298 0.0057 1.0000 1.0000 4.000 0.2915 0.03566 0.01913 0.0031 1.0000 1.0000 4.200 0.2951 0.03767 0.02132 0.0011 1.0000 1.0000 4.400 0.2962 0.04011 0.02390 -0.0016 1.0000 1.0000 4.600 0.2970 0.04277 0.02669 -0.0046 1.0000 1.0000 4.800 0.5728 0.05405 0.04018 -0.0425 0.6473 1.0000 5.200 0.6121 0.05879 0.04504 -0.0390 0.5761 1.0000 5.400 0.6219 0.06180 0.04809 -0.0388 0.5563 1.0000 5.600 0.6333 0.06487 0.05119 -0.0386 0.5385 1.0000 5.800 0.6322 0.06856 0.05489 -0.0404 0.5323 1.0000 6.000 0.6447 0.07185 0.05821 -0.0406 0.5192 1.0000 6.200 0.6437 0.07562 0.06197 -0.0425 0.5169 1.0000 6.400 0.6433 0.07931 0.06562 -0.0442 0.5154 1.0000 6.600 0.6433 0.08298 0.06926 -0.0458 0.5153 1.0000 6.800 0.6444 0.08668 0.07293 -0.0475 0.5170 1.0000 7.000 0.6467 0.09037 0.07659 -0.0490 0.5192 1.0000 7.200 0.6325 0.09350 0.07960 -0.0506 0.5315 1.0000 7.400 0.6372 0.09735 0.08342 -0.0524 0.5377 1.0000 7.600 0.6277 0.10056 0.08655 -0.0543 0.5546 1.0000 7.800 0.6235 0.10407 0.09001 -0.0566 0.5747 1.0000 8.000 0.6079 0.10674 0.09258 -0.0588 0.6080 1.0000 8.200 0.5898 0.10919 0.09493 -0.0614 0.6606 1.0000 8.400 0.5396 0.10876 0.09426 -0.0625 0.7953 1.0000 8.600 0.4187 0.09700 0.08190 -0.0407 1.0000 1.0000 8.800 0.4261 0.09988 0.08480 -0.0420 1.0000 1.0000 9.000 0.4334 0.10277 0.08772 -0.0432 1.0000 1.0000 9.200 0.4408 0.10567 0.09065 -0.0445 1.0000 1.0000 9.400 0.4482 0.10859 0.09359 -0.0457 1.0000 1.0000 9.600 0.4556 0.11152 0.09654 -0.0469 1.0000 1.0000 9.800 0.4630 0.11446 0.09950 -0.0481 1.0000 1.0000 10.000 0.4705 0.11741 0.10248 -0.0494 1.0000 1.0000