XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: PT40 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 0.3571 0.01348 0.00600 -0.0780 0.7448 0.0858 0.500 0.4109 0.01284 0.00533 -0.0767 0.7153 0.0893 1.000 0.4646 0.01244 0.00488 -0.0753 0.6849 0.0933 1.500 0.5175 0.01203 0.00449 -0.0739 0.6518 0.0986 2.000 0.5700 0.01178 0.00421 -0.0724 0.6147 0.1053 2.500 0.6220 0.01165 0.00405 -0.0708 0.5713 0.1150 3.000 0.6726 0.01170 0.00399 -0.0691 0.5183 0.1364 3.500 0.7262 0.01009 0.00429 -0.0681 0.4430 1.0000 4.000 0.7673 0.01116 0.00468 -0.0650 0.3338 1.0000 4.500 0.8106 0.01226 0.00528 -0.0624 0.2684 1.0000 5.000 0.8576 0.01310 0.00586 -0.0604 0.2362 1.0000 5.500 0.9047 0.01393 0.00647 -0.0584 0.2145 1.0000 6.000 0.9536 0.01458 0.00705 -0.0568 0.1962 1.0000 6.500 1.0018 0.01528 0.00768 -0.0551 0.1814 1.0000 7.000 1.0493 0.01599 0.00832 -0.0533 0.1676 1.0000 7.500 1.0958 0.01673 0.00899 -0.0514 0.1536 1.0000 8.000 1.1428 0.01738 0.00963 -0.0496 0.1355 1.0000 8.500 1.1865 0.01826 0.01040 -0.0474 0.1051 1.0000 9.000 1.2208 0.01985 0.01173 -0.0439 0.0766 1.0000 9.500 1.2520 0.02141 0.01323 -0.0400 0.0673 1.0000 10.000 1.2784 0.02305 0.01487 -0.0354 0.0625 1.0000 10.500 1.3022 0.02493 0.01677 -0.0310 0.0594 1.0000 11.000 1.3245 0.02701 0.01888 -0.0269 0.0571 1.0000 11.500 1.3450 0.02939 0.02133 -0.0231 0.0554 1.0000 12.000 1.3662 0.03188 0.02391 -0.0198 0.0538 1.0000 12.500 1.3857 0.03471 0.02670 -0.0168 0.0524 1.0000 13.000 1.4058 0.03761 0.02975 -0.0142 0.0512 1.0000 13.500 1.4249 0.04070 0.03298 -0.0119 0.0501 1.0000 14.000 1.4446 0.04386 0.03622 -0.0098 0.0492 1.0000 14.500 1.4704 0.04675 0.03907 -0.0077 0.0484 1.0000 15.000 1.4838 0.05068 0.04323 -0.0059 0.0477 1.0000 15.500 1.4892 0.05539 0.04823 -0.0047 0.0471 1.0000 16.000 1.4930 0.06046 0.05356 -0.0039 0.0464 1.0000 16.500 1.4959 0.06581 0.05912 -0.0036 0.0459 1.0000 17.000 1.4961 0.07168 0.06522 -0.0038 0.0454 1.0000 17.500 1.4940 0.07806 0.07181 -0.0045 0.0451 1.0000 18.000 1.4904 0.08488 0.07883 -0.0057 0.0447 1.0000 18.500 1.4826 0.09258 0.08675 -0.0076 0.0445 1.0000 19.000 1.4435 0.10537 0.09998 -0.0143 0.0444 1.0000 19.500 1.3925 0.12171 0.11678 -0.0249 0.0444 1.0000