XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: BOEING VERTOL V43015-2.48 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.500 -0.3988 0.08989 0.08616 -0.0400 1.0000 0.0614 -10.250 -0.4404 0.08106 0.07731 -0.0485 1.0000 0.0620 -10.000 -0.4829 0.07703 0.07319 -0.0490 1.0000 0.0622 -9.750 -0.5081 0.07462 0.07077 -0.0458 1.0000 0.0622 -9.500 -0.5511 0.07352 0.06959 -0.0389 1.0000 0.0624 -9.250 -0.5908 0.07250 0.06839 -0.0321 1.0000 0.0626 -9.000 -0.6260 0.07180 0.06745 -0.0251 1.0000 0.0627 -8.750 -0.6120 0.06640 0.06225 -0.0250 1.0000 0.0634 -8.500 -0.6073 0.06367 0.05960 -0.0229 1.0000 0.0638 -8.250 -0.6089 0.06157 0.05754 -0.0199 1.0000 0.0645 -8.000 -0.6150 0.05970 0.05565 -0.0162 1.0000 0.0652 -7.750 -0.6218 0.05792 0.05382 -0.0124 1.0000 0.0661 -7.500 -0.6115 0.05662 0.05153 -0.0127 0.9890 0.0710 -7.250 -0.5768 0.05079 0.04595 -0.0165 0.9849 0.0722 -7.000 -0.5438 0.04758 0.04274 -0.0193 0.9788 0.0741 -6.750 -0.5184 0.04709 0.04143 -0.0195 0.9693 0.0804 -6.500 -0.4893 0.04227 0.03685 -0.0216 0.9622 0.0821 -6.250 -0.4545 0.03989 0.03440 -0.0238 0.9565 0.0865 -6.000 -0.4320 0.03790 0.03201 -0.0233 0.9468 0.0921 -5.750 -0.3966 0.03528 0.02939 -0.0254 0.9414 0.0957 -5.500 -0.3688 0.03367 0.02742 -0.0255 0.9338 0.1040 -5.250 -0.3351 0.03138 0.02516 -0.0269 0.9265 0.1088 -5.000 -0.2974 0.02918 0.02278 -0.0291 0.9222 0.1203 -4.250 -0.1768 0.02330 0.01569 -0.0296 0.8968 0.0689 -4.000 -0.1352 0.02146 0.01374 -0.0313 0.8861 0.0666 -3.750 -0.1015 0.02032 0.01249 -0.0315 0.8696 0.0673 -3.500 -0.0669 0.01920 0.01129 -0.0319 0.8519 0.0676 -3.250 -0.0329 0.01819 0.01020 -0.0323 0.8334 0.0676 -3.000 -0.0011 0.01736 0.00929 -0.0323 0.8129 0.0684 -2.750 0.0284 0.01672 0.00854 -0.0319 0.7911 0.0695 -2.500 0.0542 0.01618 0.00791 -0.0308 0.7666 0.0713 -2.250 0.0775 0.01559 0.00733 -0.0295 0.7403 0.0741 -1.750 0.1210 0.01495 0.00646 -0.0261 0.6859 0.0793 -1.500 0.1388 0.01452 0.00596 -0.0238 0.6589 0.0826 -1.250 0.1576 0.01431 0.00564 -0.0216 0.6319 0.0883 -1.000 0.1751 0.01405 0.00525 -0.0193 0.6050 0.0959 -0.750 0.1935 0.01383 0.00486 -0.0170 0.5792 0.1093 -0.500 0.1946 0.01235 0.00441 -0.0121 0.5583 0.4208 -0.250 0.1939 0.01120 0.00471 -0.0052 0.5385 0.7782 0.000 0.2365 0.01162 0.00518 -0.0067 0.5093 0.8674 0.250 0.2804 0.01232 0.00568 -0.0087 0.4831 0.9021 0.500 0.3357 0.01323 0.00639 -0.0127 0.4563 0.9234 0.750 0.3894 0.01389 0.00681 -0.0173 0.4325 0.9316 1.000 0.4283 0.01433 0.00704 -0.0191 0.4130 0.9415 1.250 0.4730 0.01476 0.00728 -0.0223 0.3938 0.9492 1.500 0.5158 0.01514 0.00751 -0.0252 0.3771 0.9580 1.750 0.5582 0.01546 0.00771 -0.0281 0.3619 0.9664 2.000 0.5976 0.01571 0.00780 -0.0305 0.3487 0.9723 2.250 0.6361 0.01594 0.00787 -0.0329 0.3370 0.9784 2.500 0.6745 0.01608 0.00796 -0.0353 0.3261 0.9842 2.750 0.7142 0.01628 0.00800 -0.0380 0.3165 0.9896 3.000 0.7541 0.01633 0.00804 -0.0407 0.3072 0.9952 3.250 0.7947 0.01653 0.00806 -0.0437 0.2994 1.0000 3.500 0.8114 0.01663 0.00821 -0.0419 0.2935 1.0000 3.750 0.8283 0.01679 0.00835 -0.0401 0.2882 1.0000 4.000 0.8458 0.01707 0.00852 -0.0385 0.2836 1.0000 4.250 0.8633 0.01730 0.00876 -0.0368 0.2791 1.0000 4.500 0.8807 0.01749 0.00897 -0.0350 0.2745 1.0000 4.750 0.8983 0.01771 0.00916 -0.0333 0.2701 1.0000 5.000 0.9171 0.01809 0.00943 -0.0318 0.2659 1.0000 5.250 0.9342 0.01832 0.00973 -0.0299 0.2618 1.0000 5.500 0.9514 0.01856 0.01000 -0.0281 0.2574 1.0000 5.750 0.9692 0.01884 0.01026 -0.0264 0.2535 1.0000 6.000 0.9885 0.01927 0.01059 -0.0250 0.2498 1.0000 6.250 1.0061 0.01966 0.01104 -0.0232 0.2462 1.0000 6.500 1.0230 0.01999 0.01143 -0.0213 0.2424 1.0000 6.750 1.0406 0.02033 0.01179 -0.0195 0.2387 1.0000 7.000 1.0591 0.02072 0.01213 -0.0180 0.2353 1.0000 7.250 1.0797 0.02138 0.01272 -0.0169 0.2316 1.0000 7.500 1.0942 0.02173 0.01321 -0.0146 0.2283 1.0000 7.750 1.1101 0.02211 0.01365 -0.0126 0.2246 1.0000 8.000 1.1277 0.02252 0.01405 -0.0109 0.2213 1.0000 8.250 1.1478 0.02307 0.01453 -0.0098 0.2181 1.0000 8.500 1.1665 0.02381 0.01530 -0.0085 0.2150 1.0000 8.750 1.1794 0.02428 0.01593 -0.0060 0.2121 1.0000 9.000 1.1945 0.02480 0.01653 -0.0039 0.2091 1.0000 9.250 1.2114 0.02532 0.01707 -0.0022 0.2063 1.0000 9.500 1.2309 0.02587 0.01759 -0.0011 0.2036 1.0000 9.750 1.2542 0.02691 0.01856 -0.0008 0.2006 1.0000 10.000 1.2633 0.02743 0.01927 0.0022 0.1984 1.0000 10.250 1.2739 0.02806 0.02005 0.0048 0.1959 1.0000 10.500 1.2867 0.02873 0.02082 0.0070 0.1935 1.0000 10.750 1.3016 0.02936 0.02151 0.0088 0.1912 1.0000 11.000 1.3193 0.02996 0.02211 0.0101 0.1891 1.0000 11.250 1.3429 0.03082 0.02290 0.0102 0.1867 1.0000 11.500 1.3529 0.03186 0.02407 0.0125 0.1847 1.0000 11.750 1.3555 0.03262 0.02502 0.0161 0.1827 1.0000 12.000 1.3585 0.03341 0.02597 0.0195 0.1806 1.0000 12.250 1.3609 0.03410 0.02676 0.0230 0.1785 1.0000 12.500 1.3685 0.03474 0.02745 0.0256 0.1765 1.0000 12.750 1.3828 0.03532 0.02804 0.0271 0.1746 1.0000 13.000 1.4083 0.03615 0.02880 0.0269 0.1724 1.0000 13.250 1.4093 0.03744 0.03023 0.0298 0.1708 1.0000 13.500 1.3993 0.03873 0.03173 0.0339 0.1694 1.0000 13.750 1.3907 0.04017 0.03336 0.0373 0.1676 1.0000 14.000 1.3846 0.04174 0.03510 0.0400 0.1659 1.0000 14.250 1.3818 0.04322 0.03671 0.0420 0.1641 1.0000 14.500 1.3877 0.04418 0.03772 0.0433 0.1621 1.0000 14.750 1.4173 0.04395 0.03735 0.0432 0.1596 1.0000 15.000 1.4191 0.04559 0.03907 0.0445 0.1574 1.0000 15.250 1.3924 0.04873 0.04248 0.0466 0.1560 1.0000 15.500 1.3655 0.05255 0.04653 0.0477 0.1544 1.0000 15.750 1.3370 0.05700 0.05120 0.0476 0.1526 1.0000 16.000 1.3040 0.06263 0.05703 0.0466 0.1510 1.0000 16.250 1.3248 0.06252 0.05688 0.0469 0.1487 1.0000 16.500 1.4029 0.05728 0.05131 0.0486 0.1455 1.0000 16.750 1.3426 0.06552 0.05991 0.0468 0.1447 1.0000