XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-145 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4159 0.01160 0.00566 -0.0836 0.5902 0.8803 0.500 0.4614 0.01178 0.00585 -0.0808 0.5851 0.9108 1.000 0.5000 0.01182 0.00591 -0.0763 0.5800 0.9489 1.500 0.5645 0.01187 0.00589 -0.0777 0.5750 0.9771 2.000 0.6452 0.01219 0.00611 -0.0833 0.5694 0.9905 2.500 0.7244 0.01270 0.00664 -0.0891 0.5632 1.0000 3.000 0.7657 0.01297 0.00696 -0.0870 0.5592 1.0000 3.500 0.8150 0.01333 0.00736 -0.0865 0.5543 1.0000 4.000 0.8709 0.01361 0.00767 -0.0872 0.5482 1.0000 4.500 0.9287 0.01395 0.00801 -0.0881 0.5428 1.0000 5.000 0.9868 0.01441 0.00850 -0.0890 0.5366 1.0000 5.500 1.0418 0.01506 0.00926 -0.0895 0.5297 1.0000 6.000 1.0975 0.01498 0.00930 -0.0898 0.5205 1.0000 6.500 1.1552 0.01482 0.00916 -0.0901 0.5106 1.0000 7.000 1.2118 0.01506 0.00944 -0.0905 0.4990 1.0000 7.500 1.2647 0.01477 0.00935 -0.0900 0.4866 1.0000 8.000 1.3193 0.01455 0.00915 -0.0897 0.4717 1.0000 8.500 1.3690 0.01446 0.00924 -0.0887 0.4496 1.0000 9.000 1.4156 0.01459 0.00946 -0.0872 0.4174 1.0000 9.500 1.4475 0.01549 0.01009 -0.0836 0.3488 1.0000 10.000 1.4421 0.01834 0.01235 -0.0750 0.2528 1.0000 10.500 1.4263 0.02216 0.01584 -0.0669 0.1874 1.0000 11.000 1.4125 0.02732 0.02084 -0.0626 0.1429 1.0000 11.500 1.4013 0.03336 0.02678 -0.0604 0.1083 1.0000 12.000 1.3884 0.03973 0.03309 -0.0585 0.0818 1.0000 12.500 1.3755 0.04622 0.03956 -0.0569 0.0606 1.0000 13.000 1.3607 0.05301 0.04638 -0.0553 0.0447 1.0000 13.500 1.3471 0.05993 0.05338 -0.0541 0.0349 1.0000 14.000 1.3387 0.06666 0.06019 -0.0534 0.0291 1.0000 14.500 1.3271 0.07409 0.06780 -0.0530 0.0251 1.0000 15.000 1.3276 0.08012 0.07400 -0.0527 0.0223 1.0000 15.500 1.3238 0.08676 0.08080 -0.0529 0.0203 1.0000 16.000 1.3208 0.09287 0.08704 -0.0526 0.0190 1.0000 16.500 1.3184 0.09846 0.09282 -0.0512 0.0175 1.0000 17.000 1.3190 0.10438 0.09901 -0.0511 0.0167 1.0000 17.500 1.3218 0.11086 0.10575 -0.0529 0.0162 1.0000 18.000 1.3210 0.11765 0.11282 -0.0546 0.0157 1.0000 18.500 1.3138 0.12565 0.12112 -0.0571 0.0154 1.0000 19.000 1.3020 0.13471 0.13051 -0.0609 0.0152 1.0000 19.500 1.2849 0.14503 0.14117 -0.0662 0.0151 1.0000 20.000 1.2590 0.15754 0.15405 -0.0737 0.0151 1.0000 20.500 1.2239 0.17399 0.17086 -0.0837 0.0152 1.0000 21.000 1.1678 0.19954 0.19681 -0.0989 0.0154 1.0000