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 = 0.020 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -2.000 -0.1491 0.02470 0.00987 -0.0100 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0731 0.02383 0.00808 -0.0066 1.0000 1.0000 0.000 0.0065 0.02367 0.00744 -0.0029 1.0000 1.0000 1.000 0.0855 0.02408 0.00778 0.0009 1.0000 1.0000 2.000 0.1634 0.02515 0.00917 0.0040 1.0000 1.0000 2.200 0.1789 0.02546 0.00960 0.0045 1.0000 1.0000 2.400 0.1942 0.02582 0.01010 0.0048 1.0000 1.0000 2.600 0.2094 0.02624 0.01066 0.0051 1.0000 1.0000 2.800 0.2243 0.02671 0.01132 0.0053 1.0000 1.0000 3.000 0.2387 0.02727 0.01206 0.0054 1.0000 1.0000 3.200 0.2524 0.02793 0.01293 0.0052 1.0000 1.0000 3.400 0.2650 0.02874 0.01396 0.0049 1.0000 1.0000 3.600 0.2758 0.02979 0.01525 0.0042 1.0000 1.0000 3.800 0.2836 0.03122 0.01691 0.0028 1.0000 1.0000 4.000 0.2871 0.03325 0.01914 0.0005 1.0000 1.0000 4.400 0.5549 0.03815 0.02545 -0.0188 0.5524 1.0000 4.600 0.5711 0.03984 0.02703 -0.0159 0.5100 1.0000 4.800 0.5879 0.04186 0.02901 -0.0140 0.4759 1.0000 5.000 0.6055 0.04394 0.03105 -0.0123 0.4475 1.0000 5.200 0.6227 0.04652 0.03371 -0.0118 0.4251 1.0000 5.400 0.6397 0.04938 0.03671 -0.0120 0.4066 1.0000 5.600 0.6558 0.05262 0.04022 -0.0131 0.3919 1.0000 5.800 0.6685 0.05655 0.04440 -0.0154 0.3831 1.0000 6.000 0.6818 0.06005 0.04805 -0.0164 0.3740 1.0000 6.200 0.6931 0.06398 0.05208 -0.0179 0.3689 1.0000 6.400 0.6984 0.06847 0.05672 -0.0210 0.3680 1.0000 6.600 0.7030 0.07291 0.06126 -0.0237 0.3685 1.0000 6.800 0.7049 0.07753 0.06596 -0.0270 0.3722 1.0000 7.000 0.6942 0.08284 0.07126 -0.0325 0.3840 1.0000 7.200 0.6944 0.08740 0.07582 -0.0359 0.3922 1.0000 7.600 0.6807 0.09680 0.08509 -0.0441 0.4252 1.0000 7.800 0.6593 0.10098 0.08913 -0.0491 0.4597 1.0000 8.000 0.6326 0.10516 0.09317 -0.0560 0.5287 1.0000 8.200 0.4629 0.09729 0.08459 -0.5480 0.7000 1.0000 8.400 0.4614 0.09925 0.08652 -0.0541 0.9537 1.0000 8.900 0.4920 0.10846 0.09583 -0.0583 0.9300 1.0000 9.000 0.5024 0.11087 0.09828 -0.0616 0.9239 1.0000 9.200 0.5172 0.11492 0.10238 -0.0640 0.9051 1.0000 9.400 0.5304 0.11850 0.10601 -0.0657 0.8805 1.0000 9.600 0.5536 0.12409 0.11168 -0.0693 0.8576 1.0000 9.800 0.5624 0.12710 0.11470 -0.0698 0.8351 1.0000 10.000 0.5743 0.13047 0.11815 -0.0707 0.8093 1.0000