XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-174 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 0.4196 0.01348 0.00721 -0.0866 0.5595 0.7388 0.500 0.4737 0.01372 0.00751 -0.0859 0.5544 0.7665 1.000 0.5281 0.01393 0.00773 -0.0855 0.5493 0.7879 1.500 0.5818 0.01418 0.00800 -0.0847 0.5447 0.8108 2.000 0.6352 0.01447 0.00826 -0.0840 0.5404 0.8325 2.500 0.6867 0.01509 0.00890 -0.0831 0.5348 0.8523 3.000 0.7346 0.01565 0.00957 -0.0817 0.5309 0.8697 3.500 0.7840 0.01571 0.00973 -0.0804 0.5262 0.8871 4.000 0.8321 0.01594 0.01006 -0.0791 0.5215 0.9053 4.500 0.8786 0.01613 0.01033 -0.0773 0.5166 0.9257 5.000 0.9261 0.01623 0.01052 -0.0757 0.5119 0.9489 5.500 0.9866 0.01626 0.01056 -0.0768 0.5071 0.9736 6.000 1.0545 0.01736 0.01169 -0.0804 0.4998 1.0000 6.500 1.1127 0.01756 0.01201 -0.0820 0.4955 1.0000 7.000 1.1688 0.01810 0.01273 -0.0832 0.4898 1.0000 7.500 1.2274 0.01819 0.01287 -0.0843 0.4826 1.0000 8.000 1.2886 0.01803 0.01270 -0.0855 0.4758 1.0000 8.500 1.3457 0.01846 0.01312 -0.0862 0.4664 1.0000 9.000 1.3954 0.01828 0.01318 -0.0855 0.4573 1.0000 9.500 1.4506 0.01767 0.01258 -0.0853 0.4446 1.0000 10.000 1.5018 0.01782 0.01274 -0.0849 0.4323 1.0000 10.500 1.5426 0.01790 0.01300 -0.0828 0.4157 1.0000 11.000 1.5775 0.01828 0.01345 -0.0800 0.3940 1.0000 11.500 1.5949 0.01937 0.01451 -0.0750 0.3667 1.0000 12.000 1.5933 0.02204 0.01714 -0.0696 0.3302 1.0000 12.500 1.5566 0.02862 0.02347 -0.0650 0.2800 1.0000 13.000 1.5279 0.03574 0.03053 -0.0624 0.2464 1.0000 13.500 1.4891 0.04407 0.03876 -0.0599 0.2119 1.0000 14.000 1.4599 0.05213 0.04676 -0.0585 0.1828 1.0000 14.500 1.4288 0.06088 0.05537 -0.0577 0.1524 1.0000 15.000 1.4088 0.06898 0.06343 -0.0576 0.1285 1.0000 15.500 1.3884 0.07751 0.07187 -0.0580 0.1049 1.0000 16.000 1.3760 0.08519 0.07948 -0.0586 0.0842 1.0000 16.500 1.3629 0.09320 0.08746 -0.0597 0.0674 1.0000 17.000 1.3541 0.10058 0.09483 -0.0607 0.0539 1.0000 17.500 1.3432 0.10872 0.10306 -0.0624 0.0432 1.0000 18.000 1.3357 0.11639 0.11080 -0.0642 0.0368 1.0000 18.500 1.3350 0.12330 0.11787 -0.0663 0.0330 1.0000 19.000 1.3286 0.13094 0.12553 -0.0687 0.0283 1.0000 19.500 1.3299 0.13728 0.13202 -0.0709 0.0254 1.0000 20.000 1.3346 0.14332 0.13824 -0.0733 0.0238 1.0000 20.500 1.3395 0.14920 0.14427 -0.0759 0.0220 1.0000 21.000 1.3430 0.15498 0.15018 -0.0788 0.0207 1.0000 21.500 1.3443 0.16110 0.15642 -0.0823 0.0193 1.0000 22.000 1.3442 0.16711 0.16264 -0.0853 0.0178 1.0000 22.500 1.3311 0.17630 0.17219 -0.0901 0.0170 1.0000 23.000 1.3219 0.18646 0.18261 -0.0962 0.0168 1.0000 23.500 1.3044 0.19924 0.19569 -0.1036 0.0166 1.0000 24.000 1.2729 0.21695 0.21375 -0.1135 0.0165 1.0000