XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-257 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 0.3132 0.01919 0.01246 -0.0898 0.5507 0.5130 0.500 0.3739 0.01945 0.01275 -0.0906 0.5457 0.5188 1.000 0.4381 0.01953 0.01279 -0.0927 0.5412 0.5260 1.500 0.5034 0.01978 0.01294 -0.0952 0.5363 0.5320 2.000 0.5614 0.02033 0.01360 -0.0962 0.5311 0.5389 2.500 0.6176 0.02067 0.01412 -0.0959 0.5270 0.5435 3.000 0.6754 0.02103 0.01462 -0.0963 0.5219 0.5485 3.500 0.7357 0.02130 0.01496 -0.0975 0.5169 0.5548 4.000 0.7993 0.02140 0.01504 -0.0994 0.5120 0.5616 4.500 0.8641 0.02127 0.01486 -0.1015 0.5069 0.5678 5.000 0.9177 0.02224 0.01592 -0.1012 0.5003 0.5728 5.500 0.9713 0.02271 0.01662 -0.1008 0.4964 0.5771 6.000 1.0264 0.02297 0.01704 -0.1009 0.4907 0.5822 6.500 1.0846 0.02311 0.01727 -0.1016 0.4843 0.5883 7.000 1.1476 0.02293 0.01708 -0.1030 0.4779 0.5948 7.500 1.2119 0.02260 0.01671 -0.1045 0.4702 0.6007 8.000 1.2619 0.02297 0.01728 -0.1037 0.4628 0.6050 8.500 1.3136 0.02270 0.01717 -0.1027 0.4530 0.6093 9.000 1.3704 0.02227 0.01675 -0.1024 0.4431 0.6144 9.500 1.4229 0.02220 0.01672 -0.1018 0.4304 0.6205 10.000 1.4678 0.02221 0.01686 -0.1003 0.4164 0.6267 10.500 1.5138 0.02229 0.01684 -0.0989 0.4011 0.6312 11.000 1.5303 0.02287 0.01765 -0.0932 0.3837 0.6357 11.500 1.5419 0.02443 0.01925 -0.0879 0.3627 0.6398 12.000 1.5413 0.02765 0.02245 -0.0837 0.3364 0.6443 12.500 1.5264 0.03303 0.02782 -0.0808 0.3065 0.6494 13.000 1.4987 0.04007 0.03485 -0.0785 0.2761 0.6538 13.500 1.4640 0.04817 0.04288 -0.0766 0.2465 0.6570 14.000 1.4315 0.05645 0.05108 -0.0752 0.2185 0.6595 14.500 1.4057 0.06479 0.05933 -0.0749 0.1924 0.6622 15.000 1.3829 0.07313 0.06763 -0.0749 0.1686 0.6657 16.000 1.3529 0.08840 0.08283 -0.0755 0.1273 0.6718 16.500 1.3417 0.09581 0.09026 -0.0762 0.1107 0.6752 17.000 1.3348 0.10294 0.09738 -0.0772 0.0954 0.6790 17.500 1.3233 0.11097 0.10537 -0.0790 0.0818 0.6828 18.000 1.3188 0.11809 0.11246 -0.0807 0.0710 0.6872 18.500 1.3172 0.12496 0.11938 -0.0827 0.0615 0.6906 19.000 1.3096 0.13271 0.12709 -0.0857 0.0531 0.6944 19.500 1.3163 0.13834 0.13288 -0.0877 0.0478 0.6986 20.000 1.3149 0.14522 0.13984 -0.0906 0.0433 0.7024 20.500 1.3151 0.15108 0.14567 -0.0933 0.0377 0.7065 21.000 1.3255 0.15602 0.15077 -0.0960 0.0364 0.7114 21.500 1.3292 0.16219 0.15708 -0.0995 0.0337 0.7159 22.000 1.3364 0.16792 0.16289 -0.1027 0.0318 0.7200 22.500 1.3420 0.17418 0.16926 -0.1064 0.0304 0.7248 23.000 1.3455 0.18068 0.17585 -0.1100 0.0289 0.7301 23.500 1.3515 0.18649 0.18183 -0.1130 0.0273 0.7357 24.000 1.3473 0.19464 0.19024 -0.1174 0.0263 0.7413 24.500 1.3378 0.20514 0.20099 -0.1234 0.0261 0.7461 25.000 1.3222 0.21772 0.21384 -0.1305 0.0260 0.7493