XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-480B 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 0.5388 0.04824 0.03929 -0.1192 0.6594 0.7593 0.500 0.6087 0.04877 0.04011 -0.1257 0.6466 0.8184 1.000 0.7333 0.05202 0.04362 -0.1478 0.6321 0.8845 1.500 0.8869 0.05634 0.04798 -0.1781 0.6186 0.9151 2.000 1.0095 0.05911 0.05072 -0.1995 0.6057 0.9349 3.000 1.1871 0.06406 0.05537 -0.2240 0.5841 1.0010 3.500 1.2455 0.06392 0.05517 -0.2278 0.5735 1.0010 4.000 1.3099 0.06362 0.05466 -0.2333 0.5659 1.0010 5.500 1.4863 0.06403 0.05491 -0.2450 0.5382 1.0010 6.000 1.5472 0.06412 0.05482 -0.2495 0.5304 1.0010 6.500 1.5995 0.06473 0.05548 -0.2516 0.5214 1.0010 7.000 1.6560 0.06510 0.05573 -0.2549 0.5136 1.0010 7.500 1.7081 0.06577 0.05645 -0.2571 0.5063 1.0010 8.000 1.7544 0.06670 0.05733 -0.2577 0.4979 1.0010 8.500 1.8056 0.06744 0.05803 -0.2597 0.4912 1.0010 9.000 1.8290 0.06962 0.06029 -0.2543 0.4830 1.0010 9.500 1.8720 0.07075 0.06131 -0.2544 0.4756 1.0010 10.000 1.8939 0.07321 0.06392 -0.2489 0.4684 1.0010 10.500 1.9324 0.07467 0.06530 -0.2480 0.4611 1.0010 11.000 1.9549 0.07723 0.06800 -0.2431 0.4535 1.0010 11.500 1.9868 0.07921 0.06997 -0.2409 0.4467 1.0010 12.000 2.0188 0.08120 0.07197 -0.2389 0.4397 1.0010 13.000 2.0870 0.08493 0.07568 -0.2364 0.4265 1.0010 13.500 2.0855 0.08971 0.08071 -0.2276 0.4182 1.0010 14.000 2.1205 0.09158 0.08254 -0.2272 0.4125 1.0010 14.500 2.1361 0.09514 0.08623 -0.2231 0.4052 1.0010 15.000 2.1507 0.09890 0.09004 -0.2192 0.3975 1.0010 15.500 2.1695 0.10228 0.09348 -0.2165 0.3903 1.0010 16.000 2.1818 0.10640 0.09771 -0.2130 0.3833 1.0010 16.500 2.2055 0.10935 0.10065 -0.2117 0.3764 1.0010 17.000 2.2148 0.11386 0.10534 -0.2085 0.3704 1.0010 17.500 2.2503 0.11543 0.10676 -0.2094 0.3632 1.0010 18.000 2.2349 0.12267 0.11428 -0.2034 0.3549 1.0010 18.500 2.2671 0.12458 0.11611 -0.2042 0.3491 1.0010 19.000 2.2641 0.13051 0.12226 -0.2009 0.3417 1.0010 19.500 2.2846 0.13374 0.12543 -0.2007 0.3345 1.0010 20.000 2.2793 0.13999 0.13188 -0.1980 0.3267 1.0010 21.000 2.2917 0.14982 0.14186 -0.1963 0.3120 1.0010 21.500 2.3130 0.15276 0.14481 -0.1971 0.3065 1.0010 22.000 2.3141 0.15812 0.15026 -0.1965 0.2993 1.0010 22.500 2.3238 0.16253 0.15469 -0.1969 0.2918 1.0010 23.000 2.3192 0.16853 0.16084 -0.1966 0.2846 1.0010 23.500 2.3380 0.17147 0.16376 -0.1979 0.2784 1.0010 24.000 2.3327 0.17748 0.16990 -0.1982 0.2713 1.0010 24.500 2.3456 0.18117 0.17353 -0.1996 0.2640 1.0010 25.000 2.3356 0.18753 0.18009 -0.2001 0.2571 1.0010 25.500 2.3525 0.19048 0.18301 -0.2020 0.2513 1.0010 26.000 2.3492 0.19577 0.18844 -0.2032 0.2451 1.0010 26.500 2.3587 0.19951 0.19216 -0.2052 0.2385 1.0010 27.000 2.3461 0.20595 0.19877 -0.2068 0.2318 1.0010 27.500 2.3593 0.20896 0.20179 -0.2091 0.2264 1.0010 28.000 2.3529 0.21437 0.20728 -0.2111 0.2197 1.0010 28.500 2.3597 0.21795 0.21092 -0.2136 0.2145 1.0010 29.000 2.3665 0.22131 0.21431 -0.2160 0.2089 1.0010 29.500 2.3618 0.22642 0.21945 -0.2188 0.2018 1.0010 30.000 2.3683 0.22938 0.22250 -0.2214 0.1976 1.0010 30.500 2.3591 0.23458 0.22781 -0.2243 0.1918 1.0010 31.000 2.3629 0.23793 0.23116 -0.2273 0.1861 1.0010 31.500 2.3456 0.24399 0.23737 -0.2307 0.1793 1.0010 32.000 2.3577 0.24583 0.23918 -0.2337 0.1748 1.0010 32.500 2.3396 0.25175 0.24520 -0.2375 0.1679 1.0010 33.000 2.3212 0.25725 0.25083 -0.2414 0.1610 1.0010 33.500 2.3293 0.25938 0.25296 -0.2448 0.1572 1.0010 34.000 2.3086 0.26529 0.25888 -0.2495 0.1475 1.0010