XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: UA(2)-180 (University of Alberta/Marsden) 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 0.6003 0.02059 0.01201 -0.0942 0.5308 0.0459 0.500 0.6524 0.02039 0.01174 -0.0935 0.5281 0.0481 1.000 0.6989 0.02058 0.01196 -0.0921 0.5249 0.0539 1.500 0.7415 0.02053 0.01229 -0.0901 0.5208 0.1543 2.000 0.9112 0.01892 0.01272 -0.1136 0.5173 1.0000 2.500 0.9575 0.01934 0.01297 -0.1122 0.5150 1.0000 3.000 0.9912 0.02014 0.01379 -0.1089 0.5113 1.0000 3.500 1.0261 0.02085 0.01453 -0.1057 0.5073 1.0000 4.000 1.0732 0.02118 0.01477 -0.1045 0.5044 1.0000 4.500 1.1260 0.02140 0.01485 -0.1042 0.5019 1.0000 5.000 1.1495 0.02237 0.01598 -0.0993 0.4963 1.0000 5.500 1.1972 0.02248 0.01605 -0.0982 0.4924 1.0000 6.000 1.2563 0.02224 0.01568 -0.0989 0.4896 1.0000 6.500 1.2766 0.02320 0.01683 -0.0937 0.4836 1.0000 7.000 1.3251 0.02312 0.01674 -0.0927 0.4796 1.0000 8.000 1.4006 0.02330 0.01703 -0.0875 0.4693 1.0000 8.500 1.4619 0.02248 0.01614 -0.0885 0.4656 1.0000 9.000 1.4705 0.02295 0.01677 -0.0812 0.4580 1.0000 9.500 1.5213 0.02226 0.01605 -0.0805 0.4534 1.0000 10.000 1.5139 0.02327 0.01725 -0.0716 0.4450 1.0000 10.500 1.5448 0.02343 0.01745 -0.0687 0.4379 1.0000 11.000 1.5635 0.02427 0.01835 -0.0650 0.4287 1.0000 11.500 1.5650 0.02643 0.02061 -0.0604 0.4163 1.0000 12.000 1.5279 0.03224 0.02659 -0.0549 0.3977 1.0000 12.500 1.5336 0.03559 0.02993 -0.0528 0.3817 1.0000 13.000 1.5233 0.04065 0.03497 -0.0504 0.3624 1.0000 13.500 1.5394 0.04327 0.03747 -0.0488 0.3472 1.0000 14.000 1.5577 0.04567 0.03973 -0.0473 0.3323 1.0000 14.500 1.5645 0.04945 0.04350 -0.0458 0.3191 1.0000 15.000 1.5609 0.05450 0.04863 -0.0446 0.3065 1.0000 15.500 1.5558 0.05993 0.05420 -0.0437 0.2952 1.0000 16.000 1.5544 0.06508 0.05946 -0.0431 0.2845 1.0000 16.500 1.5631 0.06920 0.06367 -0.0428 0.2761 1.0000 17.000 1.5693 0.07362 0.06814 -0.0425 0.2664 1.0000 17.500 1.5803 0.07749 0.07202 -0.0424 0.2565 1.0000 18.000 1.5809 0.08271 0.07740 -0.0424 0.2478 1.0000 18.500 1.5862 0.08735 0.08214 -0.0425 0.2390 1.0000 19.000 1.5989 0.09104 0.08587 -0.0426 0.2300 1.0000 19.500 1.5988 0.09647 0.09145 -0.0431 0.2211 1.0000 20.000 1.5863 0.10371 0.09891 -0.0441 0.2114 1.0000 20.500 1.5788 0.11039 0.10576 -0.0453 0.2018 1.0000 21.000 1.5640 0.11825 0.11380 -0.0471 0.1908 1.0000 21.500 1.5504 0.12610 0.12183 -0.0492 0.1798 1.0000 22.000 1.5361 0.13404 0.12988 -0.0517 0.1677 1.0000 22.500 1.5260 0.14140 0.13729 -0.0544 0.1557 1.0000 23.000 1.5143 0.14900 0.14490 -0.0575 0.1424 1.0000 23.500 1.4975 0.15752 0.15352 -0.0614 0.1282 1.0000 24.000 1.4772 0.16675 0.16285 -0.0659 0.1097 1.0000 24.500 1.4454 0.17798 0.17393 -0.0717 0.0887 1.0000 25.000 1.4254 0.18738 0.18327 -0.0772 0.0770 1.0000 25.500 1.4113 0.19597 0.19191 -0.0826 0.0632 1.0000 26.000 1.3917 0.20567 0.20151 -0.0889 0.0437 1.0000 26.500 1.3736 0.21522 0.21096 -0.0954 0.0337 1.0000 27.000 1.3617 0.22383 0.21956 -0.1016 0.0258 1.0000 27.500 1.3571 0.23108 0.22683 -0.1072 0.0207 1.0000 28.000 1.3565 0.23755 0.23333 -0.1125 0.0173 1.0000 28.500 1.3608 0.24297 0.23883 -0.1173 0.0154 1.0000 29.000 1.3664 0.24789 0.24376 -0.1219 0.0140 1.0000 29.500 1.3739 0.25242 0.24837 -0.1264 0.0130 1.0000 30.000 1.3834 0.25624 0.25219 -0.1307 0.0122 1.0000 30.500 1.3924 0.26013 0.25621 -0.1350 0.0114 1.0000 31.000 1.4044 0.26311 0.25923 -0.1389 0.0110 1.0000 31.500 1.4198 0.26498 0.26108 -0.1422 0.0105 1.0000 32.000 1.4254 0.26937 0.26568 -0.1471 0.0100 1.0000 32.500 1.4301 0.27390 0.27040 -0.1521 0.0097 1.0000 33.000 1.4338 0.27859 0.27523 -0.1574 0.0093 1.0000 33.500 1.4364 0.28345 0.28026 -0.1630 0.0092 1.0000 34.000 1.4467 0.28572 0.28257 -0.1670 0.0088 1.0000 34.500 1.4304 0.29592 0.29311 -0.1760 0.0088 1.0000