<?xml version="1.0"?>

<propeller name="Clark Y 0.06 thickness/chord ratio variable pitch">
  <ixx> 1.8 </ixx>
  <diameter unit="IN"> 84.0 </diameter>
  <numblades> 2 </numblades>
  <minpitch> 11 </minpitch>
  <maxpitch> 27 </maxpitch>
  <minrpm>  700 </minrpm>
  <maxrpm> 2700 </maxrpm>

  <table name="C_THRUST" type="internal">
    <tableData>
           11.0    15.0    19.0    23.0    27.0
      0.10  0.0697  0.0808  0.0949  0.1058  0.0997
      0.15  0.0638  0.0795  0.0901  0.1012  0.1000
      0.20  0.0573  0.0773  0.0861  0.0970  0.1000
      0.25  0.0508  0.0740  0.0826  0.0936  0.0992
      0.30  0.0442  0.0697  0.0793  0.0898  0.0980
      0.35  0.0374  0.0637  0.0763  0.0866  0.0962
      0.40  0.0305  0.0574  0.0739  0.0831  0.0941
      0.45  0.0230  0.0501  0.0700  0.0803  0.0918
      0.50  0.0154  0.0425  0.0655  0.0780  0.0890
      0.55  0.0079  0.0340  0.0586  0.0764  0.0855
      0.60 -0.0010  0.0265  0.0518  0.0727  0.0820
      0.65 -0.0010  0.0188  0.0450  0.0680  0.0786
      0.70 -0.0010  0.0119  0.0380  0.0621  0.0757
      0.75 -0.0010  0.0043  0.0309  0.0556  0.0735
      0.80 -0.0010 -0.0010  0.0238  0.0488  0.0702
      0.85 -0.0010 -0.0010  0.0165  0.0422  0.0658
      0.90 -0.0010 -0.0010  0.0091  0.0357  0.0600
      0.95 -0.0010 -0.0010  0.0018  0.0287  0.0546
      1.00 -0.0010 -0.0010 -0.0010  0.0216  0.0489
      1.05 -0.0010 -0.0010 -0.0010  0.0154  0.0428
      1.10 -0.0010 -0.0010 -0.0010  0.0080  0.0356
      1.15 -0.0010 -0.0010 -0.0010 -0.0010  0.0290
      1.20 -0.0010 -0.0010 -0.0010 -0.0010  0.0218
      1.25 -0.0010 -0.0010 -0.0010 -0.0010  0.0147
      1.30 -0.0010 -0.0010 -0.0010 -0.0010  0.0080
      1.35 -0.0010 -0.0010 -0.0010 -0.0010 -0.0010
    </tableData>
  </table>

  <table name="C_POWER" type="internal">
    <tableData>
           11.0    15.0    19.0    23.0    27.0
      0.10  0.0269  0.0408  0.0704  0.0980  0.1132
      0.15  0.0260  0.0410  0.0652  0.0935  0.1128
      0.20  0.0249  0.0403  0.0607  0.0890  0.1123
      0.25  0.0234  0.0397  0.0560  0.0848  0.1118
      0.30  0.0215  0.0383  0.0533  0.0809  0.1100
      0.35  0.0196  0.0372  0.0514  0.0771  0.1076
      0.40  0.0172  0.0354  0.0504  0.0734  0.1049
      0.45  0.0142  0.0325  0.0493  0.0698  0.1019
      0.50  0.0109  0.0290  0.0479  0.0676  0.0981
      0.55  0.0069  0.0247  0.0446  0.0661  0.0939
      0.60  0.0000  0.0206  0.0412  0.0640  0.0891
      0.65  0.0000  0.0162  0.0377  0.0612  0.0851
      0.70  0.0000  0.0118  0.0334  0.0579  0.0818
      0.75  0.0000  0.0070  0.0289  0.0533  0.0793
      0.80  0.0000  0.0000  0.0238  0.0489  0.0764
      0.85  0.0000  0.0000  0.0181  0.0443  0.0732
      0.90  0.0000  0.0000  0.0122  0.0394  0.0684
      0.95  0.0000  0.0000  0.0060  0.0337  0.0645
      1.00  0.0000  0.0000  0.0000  0.0273  0.0600
      1.05  0.0000  0.0000  0.0000  0.0203  0.0547
      1.10  0.0000  0.0000  0.0000  0.0135  0.0477
      1.15  0.0000  0.0000  0.0000  0.0000  0.0410
      1.20  0.0000  0.0000  0.0000  0.0000  0.0326
      1.25  0.0000  0.0000  0.0000  0.0000  0.0245
      1.30  0.0000  0.0000  0.0000  0.0000  0.0160
    </tableData>
  </table>

</propeller>
