XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA 0008 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.5182 0.10159 0.09499 0.0193 1.0000 0.3397 -8.750 -0.5038 0.09681 0.09017 0.0198 1.0000 0.3516 -8.500 -0.6506 0.10317 0.09637 0.0325 1.0000 0.3419 -8.250 -0.6331 0.09896 0.09208 0.0341 1.0000 0.3627 -8.000 -0.6304 0.09544 0.08859 0.0346 1.0000 0.3793 -7.750 -0.7310 0.07110 0.06426 -0.0072 1.0000 0.1654 -7.500 -0.7443 0.06103 0.05348 -0.0125 1.0000 0.1393 -7.250 -0.7331 0.05588 0.04805 -0.0125 1.0000 0.1371 -7.000 -0.7211 0.05075 0.04259 -0.0123 1.0000 0.1343 -6.750 -0.7084 0.04576 0.03706 -0.0120 1.0000 0.1319 -6.500 -0.6931 0.04185 0.03252 -0.0112 1.0000 0.1357 -6.250 -0.6750 0.03820 0.02823 -0.0102 1.0000 0.1400 -6.000 -0.6522 0.03505 0.02484 -0.0093 1.0000 0.1443 -5.750 -0.6298 0.03252 0.02172 -0.0083 1.0000 0.1537 -5.500 -0.6051 0.03021 0.01927 -0.0076 1.0000 0.1639 -5.250 -0.5787 0.02786 0.01667 -0.0068 1.0000 0.1729 -5.000 -0.5518 0.02583 0.01453 -0.0059 1.0000 0.1872 -4.750 -0.5262 0.02407 0.01284 -0.0050 1.0000 0.2143 -4.500 -0.5017 0.02218 0.01126 -0.0039 1.0000 0.2658 -4.250 -0.4840 0.01957 0.00983 -0.0015 1.0000 0.4076 -4.000 -0.4757 0.01821 0.00959 0.0043 1.0000 0.5930 -3.750 -0.4640 0.01802 0.00990 0.0111 1.0000 0.7224 -3.500 -0.4424 0.01845 0.01038 0.0171 1.0000 0.8190 -3.250 -0.3775 0.01955 0.01096 0.0157 1.0000 0.9067 -3.000 -0.2313 0.01961 0.01002 -0.0051 1.0000 0.9824 -2.750 -0.1800 0.01856 0.00864 -0.0123 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1649 0.01782 0.00777 -0.0122 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1490 0.01724 0.00704 -0.0119 1.0000 1.0000 -2.000 -0.1325 0.01677 0.00647 -0.0112 1.0000 1.0000 -1.750 -0.1157 0.01641 0.00600 -0.0104 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0988 0.01611 0.00563 -0.0093 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0818 0.01588 0.00532 -0.0081 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0649 0.01571 0.00508 -0.0067 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0483 0.01557 0.00491 -0.0052 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0319 0.01548 0.00479 -0.0035 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0158 0.01543 0.00471 -0.0018 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.01541 0.00469 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 0.0158 0.01543 0.00471 0.0018 1.0000 1.0000 0.500 0.0319 0.01548 0.00479 0.0035 1.0000 1.0000 0.750 0.0483 0.01557 0.00491 0.0052 1.0000 1.0000 1.000 0.0649 0.01570 0.00508 0.0067 1.0000 1.0000 1.250 0.0818 0.01588 0.00532 0.0081 1.0000 1.0000 1.500 0.0988 0.01611 0.00563 0.0093 1.0000 1.0000 1.750 0.1158 0.01640 0.00600 0.0104 1.0000 1.0000 2.000 0.1326 0.01677 0.00647 0.0112 1.0000 1.0000 2.250 0.1490 0.01724 0.00704 0.0119 1.0000 1.0000 2.500 0.1649 0.01782 0.00776 0.0122 1.0000 1.0000 2.750 0.1801 0.01855 0.00863 0.0123 1.0000 1.0000 3.000 0.2313 0.01961 0.01001 0.0051 0.9825 1.0000 3.250 0.3775 0.01955 0.01096 -0.0157 0.9067 1.0000 3.500 0.4424 0.01845 0.01038 -0.0171 0.8190 1.0000 3.750 0.4640 0.01802 0.00990 -0.0111 0.7224 1.0000 4.000 0.4757 0.01821 0.00959 -0.0043 0.5930 1.0000 4.250 0.4840 0.01957 0.00983 0.0015 0.4076 1.0000 4.500 0.5017 0.02218 0.01125 0.0039 0.2659 1.0000 4.750 0.5262 0.02407 0.01284 0.0050 0.2143 1.0000 5.000 0.5518 0.02583 0.01453 0.0059 0.1872 1.0000 5.250 0.5787 0.02786 0.01667 0.0068 0.1729 1.0000 5.500 0.6051 0.03021 0.01927 0.0076 0.1639 1.0000 5.750 0.6298 0.03252 0.02172 0.0083 0.1537 1.0000 6.000 0.6522 0.03506 0.02484 0.0093 0.1443 1.0000 6.250 0.6750 0.03820 0.02823 0.0102 0.1400 1.0000 6.500 0.6931 0.04185 0.03252 0.0112 0.1356 1.0000 6.750 0.7084 0.04576 0.03706 0.0120 0.1319 1.0000 7.000 0.7212 0.05075 0.04259 0.0123 0.1343 1.0000 7.250 0.7331 0.05588 0.04805 0.0125 0.1371 1.0000 7.500 0.7444 0.06103 0.05348 0.0125 0.1393 1.0000 7.750 0.7211 0.07403 0.06735 0.0032 0.1842 1.0000 8.000 0.6308 0.09544 0.08859 -0.0347 0.3792 1.0000