XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Fage & Collins 4 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 0.4790 0.01438 0.00605 -0.0666 0.5828 0.0538 0.500 0.5166 0.01397 0.00550 -0.0621 0.5550 0.0532 1.000 0.5521 0.01349 0.00498 -0.0575 0.5291 0.0544 1.500 0.5839 0.01329 0.00474 -0.0520 0.5009 0.0563 2.000 0.6134 0.01329 0.00463 -0.0462 0.4642 0.0578 2.500 0.6458 0.01339 0.00461 -0.0411 0.4282 0.0638 3.000 0.6761 0.01370 0.00469 -0.0357 0.3832 0.0775 3.500 0.9377 0.01454 0.00660 -0.0840 0.2410 1.0000 4.000 0.9665 0.01539 0.00714 -0.0789 0.1950 1.0000 4.500 0.9936 0.01638 0.00781 -0.0736 0.1484 1.0000 5.000 1.0057 0.01817 0.00908 -0.0659 0.0728 1.0000 5.500 1.0359 0.01906 0.00994 -0.0614 0.0698 1.0000 6.000 1.0660 0.01997 0.01087 -0.0571 0.0679 1.0000 6.500 1.0957 0.02094 0.01189 -0.0528 0.0671 1.0000 7.000 1.1221 0.02211 0.01314 -0.0483 0.0659 1.0000 7.500 1.1460 0.02346 0.01457 -0.0437 0.0652 1.0000 8.000 1.1677 0.02500 0.01618 -0.0392 0.0649 1.0000 8.500 1.1856 0.02687 0.01814 -0.0346 0.0646 1.0000 9.000 1.1990 0.02916 0.02052 -0.0300 0.0642 1.0000 9.500 1.2131 0.03159 0.02304 -0.0261 0.0641 1.0000 10.000 1.2268 0.03425 0.02579 -0.0226 0.0641 1.0000 10.500 1.2283 0.03812 0.02969 -0.0187 0.0629 1.0000 11.000 1.2434 0.04112 0.03280 -0.0164 0.0626 1.0000 11.500 1.2585 0.04426 0.03607 -0.0146 0.0618 1.0000 12.000 1.2732 0.04754 0.03943 -0.0127 0.0611 1.0000 12.500 1.2888 0.05079 0.04274 -0.0112 0.0600 1.0000 13.000 1.3069 0.05382 0.04583 -0.0098 0.0593 1.0000 13.500 1.3463 0.05477 0.04660 -0.0077 0.0580 1.0000 14.000 1.3519 0.05907 0.05115 -0.0070 0.0574 1.0000 14.500 1.3593 0.06343 0.05574 -0.0066 0.0562 1.0000 15.000 1.3760 0.06676 0.05913 -0.0059 0.0545 1.0000 15.500 1.4142 0.06784 0.06012 -0.0043 0.0531 1.0000 16.000 1.3978 0.07493 0.06759 -0.0053 0.0521 1.0000 16.500 1.3978 0.08049 0.07337 -0.0061 0.0506 1.0000 17.000 1.4197 0.08315 0.07597 -0.0055 0.0486 1.0000 17.500 1.3950 0.09236 0.08560 -0.0086 0.0476 1.0000 18.000 1.3860 0.09979 0.09328 -0.0112 0.0462 1.0000 18.500 1.3954 0.10425 0.09773 -0.0125 0.0446 1.0000 19.000 1.3762 0.11384 0.10770 -0.0168 0.0439 1.0000 19.500 1.3606 0.12324 0.11743 -0.0215 0.0428 1.0000 20.000 1.3510 0.13179 0.12619 -0.0261 0.0415 1.0000 20.500 1.3417 0.14047 0.13506 -0.0310 0.0403 1.0000 21.000 1.3319 0.14932 0.14422 -0.0361 0.0394 1.0000 21.500 1.3209 0.15874 0.15388 -0.0420 0.0378 1.0000 22.000 1.3129 0.16750 0.16289 -0.0475 0.0365 1.0000 22.500 1.3047 0.17623 0.17190 -0.0531 0.0351 1.0000 23.000 1.2978 0.18475 0.18066 -0.0587 0.0337 1.0000 23.500 1.2759 0.19657 0.19285 -0.0663 0.0324 1.0000 24.000 1.1883 0.22579 0.22251 -0.0843 0.0343 1.0000 24.500 1.1098 0.26113 0.25803 -0.1032 0.0229 1.0000 25.000 1.1311 0.26159 0.25849 -0.1053 0.0210 1.0000 25.500 1.1549 0.26107 0.25782 -0.1070 0.0190 1.0000 26.000 1.1706 0.26360 0.26027 -0.1101 0.0179 1.0000 26.500 1.1841 0.26675 0.26343 -0.1135 0.0175 1.0000 27.000 1.2027 0.26792 0.26455 -0.1160 0.0168 1.0000 27.500 1.2170 0.27055 0.26722 -0.1192 0.0164 1.0000 28.000 1.2339 0.27201 0.26870 -0.1220 0.0160 1.0000 28.500 1.2686 0.26734 0.26387 -0.1215 0.0153 1.0000 29.000 1.2800 0.27049 0.26712 -0.1251 0.0150 1.0000 29.500 1.2911 0.27354 0.27024 -0.1288 0.0147 1.0000 30.000 1.2997 0.27724 0.27404 -0.1329 0.0145 1.0000 30.500 1.3282 0.27390 0.27060 -0.1331 0.0139 1.0000