XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 94-W-301 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 0.2215 0.01924 0.01169 -0.0810 0.5194 0.4595 0.500 0.2847 0.01925 0.01163 -0.0828 0.5132 0.4650 1.000 0.3476 0.01905 0.01135 -0.0847 0.5074 0.4706 1.500 0.4083 0.01952 0.01185 -0.0861 0.4995 0.4772 2.000 0.4681 0.01963 0.01210 -0.0870 0.4960 0.4831 2.500 0.5281 0.01984 0.01242 -0.0879 0.4909 0.4900 3.000 0.5895 0.01994 0.01251 -0.0892 0.4845 0.4963 3.500 0.6516 0.02012 0.01264 -0.0906 0.4791 0.5004 4.000 0.7122 0.01998 0.01254 -0.0919 0.4738 0.5086 4.500 0.7705 0.02095 0.01357 -0.0928 0.4667 0.5145 5.000 0.8269 0.02119 0.01398 -0.0930 0.4633 0.5217 5.500 0.8835 0.02143 0.01430 -0.0933 0.4578 0.5285 6.000 0.9408 0.02179 0.01469 -0.0938 0.4524 0.5329 6.500 0.9981 0.02179 0.01479 -0.0944 0.4473 0.5415 7.000 1.0554 0.02209 0.01515 -0.0946 0.4423 0.5480 7.500 1.1111 0.02325 0.01634 -0.0951 0.4343 0.5551 8.000 1.1596 0.02368 0.01692 -0.0941 0.4310 0.5623 8.500 1.2056 0.02407 0.01747 -0.0927 0.4259 0.5694 9.000 1.2517 0.02430 0.01784 -0.0912 0.4194 0.5767 9.500 1.3019 0.02442 0.01801 -0.0901 0.4130 0.5842 10.000 1.3558 0.02482 0.01835 -0.0898 0.4055 0.5920 10.500 1.3848 0.02578 0.01946 -0.0858 0.3989 0.5977 11.000 1.3936 0.02632 0.02024 -0.0786 0.3914 0.6069 11.500 1.4229 0.02700 0.02102 -0.0750 0.3832 0.6151 12.000 1.4644 0.02757 0.02151 -0.0734 0.3736 0.6238 12.500 1.4747 0.02984 0.02395 -0.0692 0.3658 0.6301 13.000 1.4765 0.03275 0.02712 -0.0656 0.3559 0.6391 13.500 1.4980 0.03489 0.02931 -0.0636 0.3451 0.6479 14.000 1.4983 0.03904 0.03360 -0.0613 0.3338 0.6566 14.500 1.4836 0.04476 0.03950 -0.0595 0.3205 0.6645 15.000 1.4910 0.04863 0.04339 -0.0580 0.3067 0.6746 15.500 1.4575 0.05729 0.05228 -0.0571 0.2904 0.6824 16.000 1.4510 0.06340 0.05836 -0.0566 0.2744 0.6907 16.500 1.4294 0.07127 0.06626 -0.0565 0.2537 0.6997 17.000 1.4058 0.07964 0.07477 -0.0568 0.2361 0.7085 17.500 1.3849 0.08761 0.08268 -0.0572 0.2156 0.7177 18.000 1.3661 0.09558 0.09056 -0.0581 0.1951 0.7275 18.500 1.3503 0.10355 0.09859 -0.0593 0.1770 0.7391 19.000 1.3351 0.11167 0.10673 -0.0611 0.1605 0.7517 19.500 1.3259 0.11883 0.11389 -0.0629 0.1439 0.7659 20.000 1.3149 0.12657 0.12167 -0.0653 0.1308 0.7805 20.500 1.3152 0.13263 0.12780 -0.0673 0.1191 0.7994 21.000 1.3039 0.14031 0.13548 -0.0703 0.1070 0.8187 21.500 1.3075 0.14583 0.14114 -0.0725 0.0976 0.8473 22.000 1.3060 0.15127 0.14665 -0.0746 0.0895 0.8920 23.000 1.3102 0.16201 0.15748 -0.0805 0.0757 1.0000 23.500 1.3145 0.16797 0.16329 -0.0841 0.0680 1.0000 24.000 1.3186 0.17440 0.16985 -0.0880 0.0640 1.0000 24.500 1.3241 0.18077 0.17629 -0.0918 0.0600 1.0000 25.000 1.3263 0.18767 0.18310 -0.0960 0.0545 1.0000 25.500 1.3382 0.19270 0.18813 -0.0989 0.0508 1.0000 26.000 1.3309 0.20217 0.19778 -0.1045 0.0474 1.0000 26.500 1.3345 0.20939 0.20507 -0.1088 0.0449 1.0000 27.000 1.3313 0.21826 0.21397 -0.1140 0.0422 1.0000 27.500 1.3379 0.22467 0.22034 -0.1176 0.0384 1.0000 28.000 1.3296 0.23521 0.23109 -0.1235 0.0370 1.0000 28.500 1.3057 0.25011 0.24626 -0.1313 0.0353 1.0000