XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 27 mod. AIRFOIL 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5272 0.01156 0.00387 -0.0838 0.5964 0.2625 1.000 0.5685 0.01169 0.00401 -0.0807 0.5596 0.3347 1.500 0.6063 0.01168 0.00403 -0.0770 0.5183 0.4093 3.500 0.9241 0.01319 0.00590 -0.0984 0.4127 1.0000 4.000 0.9593 0.01356 0.00617 -0.0944 0.3964 1.0000 4.500 0.9881 0.01393 0.00640 -0.0891 0.3727 1.0000 5.000 1.0117 0.01436 0.00663 -0.0829 0.3451 1.0000 5.500 1.0436 0.01464 0.00692 -0.0782 0.3327 1.0000 6.000 1.0627 0.01506 0.00721 -0.0711 0.3075 1.0000 6.500 1.0911 0.01551 0.00761 -0.0660 0.2907 1.0000 7.000 1.1123 0.01628 0.00815 -0.0598 0.2493 1.0000 7.500 1.1270 0.01768 0.00913 -0.0532 0.1860 1.0000 8.000 1.1427 0.01939 0.01055 -0.0472 0.1448 1.0000 8.500 1.1470 0.02192 0.01264 -0.0402 0.0754 1.0000 9.000 1.1459 0.02505 0.01554 -0.0332 0.0067 1.0000 9.500 1.1718 0.02666 0.01727 -0.0300 0.0062 1.0000 10.000 1.1954 0.02855 0.01931 -0.0269 0.0060 1.0000 10.500 1.2159 0.03078 0.02170 -0.0238 0.0059 1.0000 11.000 1.2328 0.03345 0.02457 -0.0209 0.0059 1.0000 11.500 1.2457 0.03665 0.02797 -0.0183 0.0059 1.0000 12.000 1.2544 0.04053 0.03208 -0.0161 0.0059 1.0000 12.500 1.2585 0.04524 0.03704 -0.0145 0.0060 1.0000 13.000 1.2573 0.05097 0.04302 -0.0136 0.0060 1.0000 13.500 1.2501 0.05779 0.05012 -0.0134 0.0061 1.0000 14.000 1.2366 0.06579 0.05839 -0.0140 0.0062 1.0000 14.500 1.2181 0.07494 0.06782 -0.0154 0.0063 1.0000 15.000 1.1965 0.08494 0.07807 -0.0175 0.0064 1.0000 15.500 1.1740 0.09531 0.08868 -0.0200 0.0064 1.0000 16.000 1.1531 0.10564 0.09922 -0.0227 0.0065 1.0000 16.500 1.1358 0.11554 0.10929 -0.0256 0.0066 1.0000 17.000 1.1239 0.12463 0.11852 -0.0285 0.0067 1.0000 17.500 1.1186 0.13258 0.12656 -0.0311 0.0068 1.0000 18.000 1.1231 0.13842 0.13242 -0.0328 0.0069 1.0000 18.500 1.1339 0.14340 0.13747 -0.0344 0.0071 1.0000 19.000 1.1447 0.14886 0.14307 -0.0366 0.0074 1.0000 19.500 1.1651 0.15169 0.14600 -0.0370 0.0080 1.0000 20.000 1.1949 0.15188 0.14618 -0.0355 0.0086 1.0000 20.500 0.8625 0.14965 0.14505 -0.0212 0.0076 1.0000 21.000 0.8818 0.15034 0.14582 -0.0211 0.0081 1.0000 21.500 0.9083 0.14933 0.14483 -0.0198 0.0087 1.0000 22.000 0.9221 0.15099 0.14662 -0.0203 0.0092 1.0000 22.500 0.9146 0.15644 0.15244 -0.0229 0.0103 1.0000 23.000 0.9331 0.15691 0.15300 -0.0225 0.0113 1.0000 23.500 0.8831 0.17101 0.16765 -0.0306 0.0123 1.0000 24.000 0.8778 0.17645 0.17327 -0.0332 0.0138 1.0000 24.500 0.8147 0.19578 0.19299 -0.0433 0.0139 1.0000 25.000 0.6983 0.24435 0.24172 -0.0566 0.0304 1.0000 25.500 0.6984 0.25162 0.24899 -0.0595 0.0284 1.0000 26.000 0.7030 0.25689 0.25430 -0.0617 0.0265 1.0000 26.500 0.7092 0.26201 0.25943 -0.0636 0.0256 1.0000 27.000 0.7074 0.26969 0.26712 -0.0669 0.0230 1.0000 27.500 0.7190 0.27270 0.27017 -0.0681 0.0223 1.0000 28.000 0.7119 0.28271 0.28018 -0.0722 0.0202 1.0000 28.500 0.7184 0.28689 0.28440 -0.0742 0.0193 1.0000 29.000 0.7177 0.29492 0.29244 -0.0772 0.0183 1.0000 29.500 0.7205 0.30085 0.29840 -0.0798 0.0170 1.0000 30.000 0.7255 0.30546 0.30304 -0.0820 0.0164 1.0000 30.500 0.7298 0.31060 0.30821 -0.0841 0.0160 1.0000 31.500 0.7309 0.32462 0.32227 -0.0899 0.0144 1.0000 32.000 0.7340 0.32967 0.32736 -0.0924 0.0138 1.0000 32.500 0.7381 0.33382 0.33155 -0.0944 0.0135 1.0000 33.000 0.7394 0.33995 0.33770 -0.0970 0.0134 1.0000 33.500 0.7392 0.34706 0.34485 -0.0999 0.0131 1.0000 34.000 0.7406 0.35307 0.35088 -0.1026 0.0127 1.0000 34.500 0.7420 0.35857 0.35642 -0.1051 0.0123 1.0000 35.000 0.7431 0.36377 0.36166 -0.1076 0.0119 1.0000 35.500 0.7444 0.36890 0.36682 -0.1102 0.0116 1.0000 36.000 0.7453 0.37372 0.37168 -0.1127 0.0114 1.0000 36.500 0.7463 0.37818 0.37618 -0.1151 0.0112 1.0000 37.000 0.7478 0.38212 0.38017 -0.1172 0.0111 1.0000 37.500 0.7471 0.38776 0.38584 -0.1199 0.0110 1.0000 38.000 0.7459 0.39423 0.39234 -0.1227 0.0109 1.0000 38.500 0.7454 0.39996 0.39812 -0.1252 0.0104 1.0000 39.000 0.7451 0.40506 0.40325 -0.1277 0.0097 1.0000 39.500 0.7445 0.40921 0.40745 -0.1302 0.0092 1.0000 40.500 0.7420 0.42035 0.41865 -0.1349 0.0085 1.0000 41.000 0.7406 0.42540 0.42374 -0.1373 0.0077 1.0000 41.500 0.7391 0.42917 0.42755 -0.1397 0.0072 1.0000 42.500 0.7353 0.44026 0.43870 -0.1444 0.0065 1.0000 43.000 0.7330 0.44478 0.44325 -0.1466 0.0059 1.0000 43.500 0.7306 0.44839 0.44690 -0.1490 0.0055 1.0000 44.500 0.7254 0.45850 0.45707 -0.1536 0.0050 1.0000 45.000 0.7224 0.46291 0.46151 -0.1558 0.0044 1.0000 45.500 0.7191 0.46635 0.46498 -0.1580 0.0041 1.0000 46.000 0.7156 0.46928 0.46795 -0.1605 0.0038 1.0000 47.000 0.7084 0.47846 0.47718 -0.1646 0.0035 1.0000 47.500 0.7047 0.48235 0.48110 -0.1668 0.0031 1.0000 48.000 0.7006 0.48556 0.48434 -0.1690 0.0028 1.0000 48.500 0.6960 0.48806 0.48687 -0.1712 0.0026 1.0000 49.000 0.6909 0.48967 0.48852 -0.1734 0.0024 1.0000 50.000 0.6813 0.49624 0.49514 -0.1775 0.0023 1.0000 50.500 0.6769 0.49988 0.49881 -0.1795 0.0022 1.0000 51.000 0.6718 0.50244 0.50139 -0.1814 0.0020 1.0000 51.500 0.6665 0.50470 0.50368 -0.1835 0.0018 1.0000 52.000 0.6609 0.50654 0.50556 -0.1856 0.0016 1.0000 52.500 0.6550 0.50786 0.50690 -0.1876 0.0014 1.0000 53.000 0.6487 0.50849 0.50756 -0.1896 0.0013 1.0000 53.500 0.6421 0.50867 0.50777 -0.1917 0.0012 1.0000 54.500 0.6300 0.51243 0.51158 -0.1954 0.0010 1.0000 55.000 0.6237 0.51334 0.51252 -0.1972 0.0009 1.0000 55.500 0.6170 0.51376 0.51297 -0.1991 0.0007 1.0000 56.000 0.6098 0.51337 0.51260 -0.2009 0.0006 1.0000 57.500 0.5885 0.51350 0.51280 -0.2063 0.0005 1.0000 58.000 0.5812 0.51300 0.51233 -0.2081 0.0005 1.0000 58.500 0.5735 0.51176 0.51112 -0.2097 0.0003 1.0000 59.000 0.5659 0.51098 0.51036 -0.2115 0.0002 1.0000 59.500 0.5580 0.50942 0.50882 -0.2133 0.0001 1.0000 60.000 0.5499 0.50755 0.50698 -0.2151 0.0000 1.0000