XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: S4320 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 0.4817 0.00813 0.00310 -0.0945 0.6952 1.0000 0.500 0.5380 0.00829 0.00300 -0.0943 0.6792 1.0000 1.000 0.5941 0.00846 0.00296 -0.0941 0.6628 1.0000 1.500 0.6501 0.00864 0.00297 -0.0939 0.6460 1.0000 2.000 0.7058 0.00883 0.00304 -0.0936 0.6280 1.0000 2.500 0.7612 0.00902 0.00314 -0.0933 0.6088 1.0000 3.000 0.8162 0.00922 0.00327 -0.0930 0.5878 1.0000 3.500 0.8708 0.00946 0.00343 -0.0926 0.5658 1.0000 4.000 0.9250 0.00973 0.00364 -0.0921 0.5410 1.0000 4.500 0.9783 0.01007 0.00391 -0.0916 0.5137 1.0000 5.000 1.0308 0.01046 0.00424 -0.0910 0.4822 1.0000 5.500 1.0821 0.01097 0.00468 -0.0902 0.4472 1.0000 6.000 1.1323 0.01157 0.00521 -0.0893 0.4078 1.0000 6.500 1.1804 0.01235 0.00588 -0.0882 0.3665 1.0000 7.000 1.2273 0.01323 0.00666 -0.0870 0.3259 1.0000 7.500 1.2725 0.01422 0.00759 -0.0856 0.2884 1.0000 8.000 1.3158 0.01531 0.00862 -0.0840 0.2539 1.0000 8.500 1.3572 0.01649 0.00976 -0.0822 0.2221 1.0000 9.000 1.3958 0.01776 0.01103 -0.0800 0.1914 1.0000 9.500 1.4305 0.01916 0.01240 -0.0774 0.1617 1.0000 10.000 1.4598 0.02073 0.01394 -0.0741 0.1355 1.0000 10.500 1.4810 0.02238 0.01562 -0.0696 0.1131 1.0000 11.000 1.4972 0.02448 0.01773 -0.0653 0.0938 1.0000 11.500 1.5143 0.02680 0.02014 -0.0617 0.0760 1.0000 12.000 1.5232 0.03004 0.02337 -0.0584 0.0549 1.0000 12.500 1.5082 0.03593 0.02904 -0.0548 0.0214 1.0000 13.000 1.4989 0.04197 0.03525 -0.0527 0.0148 1.0000 13.500 1.4840 0.04928 0.04283 -0.0520 0.0125 1.0000 14.000 1.4748 0.05654 0.05041 -0.0523 0.0116 1.0000 14.500 1.4604 0.06515 0.05932 -0.0538 0.0109 1.0000 15.000 1.4430 0.07503 0.06949 -0.0565 0.0103 1.0000 15.500 1.4229 0.08607 0.08081 -0.0604 0.0099 1.0000 16.000 1.4010 0.09809 0.09309 -0.0652 0.0095 1.0000 16.500 1.3811 0.11013 0.10537 -0.0702 0.0092 1.0000 17.000 1.3649 0.12146 0.11691 -0.0749 0.0089 1.0000 17.500 1.3560 0.13203 0.12775 -0.0799 0.0088 1.0000 18.000 1.3471 0.14301 0.13900 -0.0857 0.0086 1.0000 18.500 1.3363 0.15473 0.15101 -0.0924 0.0083 1.0000 19.000 1.3247 0.16713 0.16368 -0.0999 0.0081 1.0000 19.500 1.3112 0.18050 0.17733 -0.1085 0.0079 1.0000 20.000 1.2950 0.19529 0.19239 -0.1182 0.0078 1.0000 20.500 1.2719 0.21331 0.21070 -0.1301 0.0081 1.0000 21.000 1.2360 0.23835 0.23596 -0.1457 0.0088 1.0000 23.000 0.9401 0.31258 0.31071 -0.1579 0.0188 1.0000 23.500 0.9522 0.32263 0.32078 -0.1594 0.0175 1.0000 24.000 0.9543 0.33364 0.33181 -0.1639 0.0173 1.0000 24.500 0.9568 0.34570 0.34387 -0.1689 0.0156 1.0000 25.000 0.9630 0.35596 0.35418 -0.1723 0.0143 1.0000 25.500 0.9700 0.36474 0.36298 -0.1751 0.0132 1.0000 26.000 0.9801 0.37503 0.37330 -0.1767 0.0125 1.0000 26.500 0.9821 0.38653 0.38481 -0.1811 0.0124 1.0000 27.000 0.9848 0.39916 0.39745 -0.1856 0.0113 1.0000 27.500 0.9897 0.40983 0.40815 -0.1888 0.0105 1.0000 28.000 0.9946 0.42014 0.41851 -0.1919 0.0098 1.0000 28.500 0.9991 0.42938 0.42778 -0.1947 0.0092 1.0000 29.000 1.0063 0.44002 0.43845 -0.1966 0.0089 1.0000