XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-300 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 0.3403 0.01745 0.01001 -0.0724 0.4920 0.4845 0.500 0.3999 0.01752 0.01005 -0.0730 0.4797 0.4915 1.000 0.4615 0.01791 0.01024 -0.0742 0.4663 0.4978 1.500 0.5197 0.01774 0.01014 -0.0747 0.4570 0.5046 2.000 0.5765 0.01786 0.01032 -0.0747 0.4458 0.5123 2.500 0.6348 0.01835 0.01072 -0.0751 0.4329 0.5194 3.000 0.6903 0.01844 0.01089 -0.0750 0.4237 0.5263 3.500 0.7462 0.01869 0.01106 -0.0751 0.4128 0.5321 4.000 0.8014 0.01898 0.01129 -0.0752 0.4002 0.5406 4.500 0.8511 0.01919 0.01168 -0.0740 0.3914 0.5479 5.000 0.9004 0.01951 0.01200 -0.0729 0.3809 0.5552 5.500 0.9504 0.02012 0.01248 -0.0721 0.3683 0.5621 6.000 0.9920 0.02037 0.01282 -0.0698 0.3597 0.5684 6.500 1.0241 0.02073 0.01327 -0.0658 0.3500 0.5766 7.000 1.0647 0.02164 0.01411 -0.0636 0.3379 0.5848 7.500 1.0997 0.02241 0.01504 -0.0608 0.3302 0.5924 8.000 1.1334 0.02343 0.01603 -0.0583 0.3193 0.5981 8.500 1.1691 0.02459 0.01715 -0.0563 0.3070 0.6071 9.000 1.1985 0.02595 0.01872 -0.0539 0.2995 0.6150 9.500 1.2252 0.02764 0.02044 -0.0515 0.2889 0.6240 10.000 1.2512 0.02966 0.02238 -0.0495 0.2768 0.6317 10.500 1.2744 0.03184 0.02481 -0.0477 0.2689 0.6408 11.000 1.2931 0.03453 0.02753 -0.0459 0.2588 0.6496 11.500 1.3108 0.03749 0.03044 -0.0443 0.2474 0.6583 12.000 1.3265 0.04078 0.03395 -0.0433 0.2399 0.6677 12.500 1.3380 0.04447 0.03772 -0.0421 0.2310 0.6781 13.000 1.3519 0.04812 0.04133 -0.0409 0.2206 0.6893 13.500 1.3599 0.05280 0.04629 -0.0408 0.2147 0.7006 14.000 1.3646 0.05791 0.05151 -0.0407 0.2062 0.7124 14.500 1.3722 0.06256 0.05608 -0.0404 0.1961 0.7246 15.000 1.3764 0.06793 0.06171 -0.0407 0.1908 0.7383 15.500 1.3762 0.07398 0.06797 -0.0416 0.1848 0.7531 16.000 1.3734 0.08000 0.07410 -0.0422 0.1776 0.7701 16.500 1.3848 0.08416 0.07825 -0.0421 0.1689 0.7889 17.000 1.3706 0.09230 0.08674 -0.0442 0.1643 0.8076 17.500 1.3605 0.09985 0.09452 -0.0460 0.1583 0.8297 18.000 1.3614 0.10550 0.10025 -0.0470 0.1521 0.8588 18.500 1.3636 0.10996 0.10480 -0.0466 0.1448 0.9033 19.000 1.3364 0.11806 0.11321 -0.0483 0.1410 1.0000 19.500 1.3218 0.12709 0.12237 -0.0529 0.1348 1.0000 20.000 1.3278 0.13298 0.12822 -0.0562 0.1294 1.0000 20.500 1.3361 0.13799 0.13317 -0.0589 0.1226 1.0000 21.000 1.2865 0.15141 0.14696 -0.0668 0.1185 1.0000 21.500 1.2504 0.16387 0.15962 -0.0743 0.1120 1.0000 22.000 1.2711 0.16768 0.16336 -0.0772 0.1079 1.0000 24.000 0.8846 0.30932 0.30609 -0.1365 0.0742 1.0000 25.000 0.9026 0.33347 0.33027 -0.1411 0.0826 1.0000 25.500 0.8960 0.34546 0.34228 -0.1490 0.0753 1.0000 26.000 0.9080 0.35304 0.34986 -0.1519 0.0723 1.0000 26.500 0.9204 0.35998 0.35679 -0.1544 0.0707 1.0000 27.000 0.9326 0.36664 0.36345 -0.1566 0.0697 1.0000 27.500 0.9457 0.37254 0.36936 -0.1582 0.0687 1.0000 28.000 0.9583 0.37850 0.37532 -0.1593 0.0679 1.0000 28.500 0.9693 0.38508 0.38191 -0.1598 0.0672 1.0000