XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 31 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.7997 0.01413 0.00648 -0.1592 0.6612 0.0487 0.500 0.8382 0.01401 0.00627 -0.1553 0.6456 0.0504 1.000 0.8816 0.01401 0.00609 -0.1526 0.6308 0.0553 1.500 0.9286 0.01408 0.00602 -0.1506 0.6163 0.0649 2.000 0.9672 0.01426 0.00668 -0.1472 0.6014 0.2778 2.500 1.0011 0.01511 0.00741 -0.1426 0.5863 0.3045 3.000 1.0376 0.01570 0.00792 -0.1388 0.5717 0.3167 3.500 1.0744 0.01636 0.00853 -0.1352 0.5576 0.3321 4.000 1.1048 0.01693 0.00908 -0.1304 0.5427 0.3473 4.500 1.1385 0.01740 0.00950 -0.1265 0.5287 0.3610 5.000 1.1749 0.01773 0.00979 -0.1233 0.5152 0.3640 5.500 1.2118 0.01816 0.01013 -0.1202 0.5021 0.3675 6.000 1.2494 0.01866 0.01052 -0.1173 0.4893 0.3715 6.500 1.2837 0.01916 0.01104 -0.1140 0.4766 0.3745 7.000 1.3158 0.01979 0.01168 -0.1104 0.4636 0.3778 7.500 1.3469 0.02052 0.01238 -0.1068 0.4508 0.3821 8.000 1.3787 0.02125 0.01314 -0.1035 0.4384 0.3861 8.500 1.4093 0.02209 0.01402 -0.1002 0.4263 0.3900 9.000 1.4270 0.02328 0.01515 -0.0949 0.4093 0.3934 9.500 1.4566 0.02429 0.01628 -0.0919 0.3985 0.3986 10.000 1.4749 0.02576 0.01780 -0.0874 0.3835 0.4033 10.500 1.4894 0.02757 0.01969 -0.0828 0.3663 0.4080 11.000 1.5065 0.02951 0.02164 -0.0790 0.3511 0.4134 11.500 1.5270 0.03165 0.02394 -0.0762 0.3360 0.4185 12.000 1.5426 0.03449 0.02680 -0.0735 0.3173 0.4253 12.500 1.5425 0.03877 0.03104 -0.0700 0.2850 0.4319 13.000 1.5558 0.04224 0.03456 -0.0680 0.2672 0.4392 13.500 1.5462 0.04789 0.04010 -0.0648 0.2337 0.4478 14.000 1.5312 0.05441 0.04654 -0.0620 0.2009 0.4589 14.500 1.5598 0.06710 0.05975 -0.0763 0.1465 1.0000 15.000 1.5343 0.07554 0.06808 -0.0742 0.1150 1.0000 15.500 1.5117 0.08401 0.07649 -0.0729 0.0917 1.0000 16.000 1.4944 0.09211 0.08462 -0.0722 0.0780 1.0000 16.500 1.4723 0.10108 0.09357 -0.0721 0.0562 1.0000 17.000 1.4606 0.10886 0.10140 -0.0725 0.0417 1.0000 17.500 1.4207 0.12085 0.11334 -0.0740 0.0111 1.0000 18.000 1.4095 0.12899 0.12161 -0.0755 0.0048 1.0000 18.500 1.4113 0.13515 0.12793 -0.0770 0.0047 1.0000 19.000 1.4120 0.14152 0.13447 -0.0787 0.0044 1.0000 19.500 1.4121 0.14803 0.14116 -0.0808 0.0042 1.0000 20.000 1.4119 0.15462 0.14794 -0.0832 0.0040 1.0000 20.500 1.4135 0.16089 0.15438 -0.0857 0.0040 1.0000 21.000 1.4122 0.16771 0.16141 -0.0888 0.0039 1.0000 21.500 1.4088 0.17496 0.16888 -0.0923 0.0038 1.0000 22.000 1.4045 0.18247 0.17661 -0.0963 0.0038 1.0000 22.500 1.4021 0.18968 0.18401 -0.1004 0.0038 1.0000 23.000 1.3958 0.19771 0.19225 -0.1052 0.0038 1.0000 23.500 1.3967 0.20427 0.19897 -0.1094 0.0039 1.0000 24.000 1.3849 0.21367 0.20860 -0.1155 0.0038 1.0000 24.500 1.3777 0.22224 0.21735 -0.1213 0.0038 1.0000 25.000 1.3717 0.23064 0.22591 -0.1272 0.0038 1.0000 25.500 1.3736 0.23715 0.23255 -0.1321 0.0039 1.0000 26.000 1.3768 0.24330 0.23879 -0.1369 0.0039 1.0000 26.500 1.3829 0.24855 0.24412 -0.1412 0.0039 1.0000 27.000 1.3920 0.25295 0.24858 -0.1451 0.0040 1.0000 27.500 1.4025 0.25684 0.25255 -0.1487 0.0040 1.0000 28.000 1.4135 0.26045 0.25624 -0.1523 0.0041 1.0000 28.500 1.4263 0.26338 0.25925 -0.1555 0.0042 1.0000 29.000 1.4379 0.26655 0.26251 -0.1590 0.0043 1.0000 29.500 1.4488 0.26975 0.26583 -0.1625 0.0044 1.0000 30.000 1.4574 0.27346 0.26969 -0.1665 0.0045 1.0000 30.500 1.4625 0.27813 0.27453 -0.1713 0.0046 1.0000 31.000 1.4660 0.28313 0.27972 -0.1763 0.0047 1.0000 31.500 1.4653 0.28929 0.28608 -0.1822 0.0049 1.0000 32.000 1.4602 0.29691 0.29392 -0.1892 0.0051 1.0000 32.500 1.4552 0.30476 0.30198 -0.1962 0.0053 1.0000 33.000 1.4486 0.31433 0.31175 -0.2043 0.0054 1.0000