XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 32 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 0.6895 0.01462 0.00636 -0.1220 0.6280 0.0317 0.500 0.7323 0.01471 0.00639 -0.1194 0.6167 0.0368 1.000 0.7884 0.01482 0.00643 -0.1196 0.6054 0.0487 1.500 0.8195 0.01465 0.00674 -0.1148 0.5944 0.1920 2.000 0.8756 0.01503 0.00704 -0.1150 0.5827 0.2344 2.500 0.8851 0.01560 0.00773 -0.1057 0.5712 0.2725 3.000 0.9291 0.01599 0.00802 -0.1034 0.5585 0.2922 3.500 0.9364 0.01634 0.00851 -0.0940 0.5450 0.3036 4.000 0.9672 0.01667 0.00872 -0.0893 0.5313 0.3151 4.500 0.9907 0.01698 0.00905 -0.0836 0.5162 0.3225 5.000 1.0177 0.01745 0.00949 -0.0787 0.5009 0.3328 5.500 1.0493 0.01791 0.00989 -0.0748 0.4862 0.3437 6.000 1.0782 0.01850 0.01043 -0.0707 0.4710 0.3577 6.500 1.1095 0.01917 0.01109 -0.0672 0.4570 0.3730 7.000 1.1498 0.01975 0.01160 -0.0654 0.4437 0.3904 7.500 1.1817 0.02050 0.01249 -0.0625 0.4326 0.4090 8.000 1.2123 0.02132 0.01330 -0.0594 0.4176 0.4306 9.000 1.3778 0.02714 0.01981 -0.0827 0.3371 1.0000 9.500 1.3965 0.02889 0.02152 -0.0785 0.3224 1.0000 10.000 1.4023 0.03153 0.02405 -0.0731 0.2949 1.0000 10.500 1.4026 0.03480 0.02717 -0.0677 0.2644 1.0000 11.000 1.3934 0.03913 0.03132 -0.0621 0.2209 1.0000 11.500 1.3608 0.04596 0.03784 -0.0559 0.1667 1.0000 12.000 1.3356 0.05286 0.04460 -0.0514 0.1288 1.0000 12.500 1.3070 0.06063 0.05217 -0.0479 0.0850 1.0000 13.000 1.2753 0.06914 0.06054 -0.0449 0.0479 1.0000 13.500 1.2428 0.07832 0.06967 -0.0428 0.0055 1.0000 14.000 1.2445 0.08374 0.07523 -0.0419 0.0029 1.0000 14.500 1.2482 0.08908 0.08071 -0.0412 0.0028 1.0000 15.000 1.2503 0.09470 0.08649 -0.0409 0.0027 1.0000 15.500 1.2516 0.10050 0.09246 -0.0407 0.0027 1.0000 16.000 1.2522 0.10649 0.09863 -0.0408 0.0027 1.0000 16.500 1.2530 0.11251 0.10482 -0.0412 0.0028 1.0000 17.000 1.2531 0.11862 0.11112 -0.0418 0.0028 1.0000 17.500 1.2525 0.12491 0.11760 -0.0427 0.0029 1.0000 18.000 1.2522 0.13120 0.12408 -0.0438 0.0030 1.0000 18.500 1.2518 0.13749 0.13057 -0.0451 0.0031 1.0000 19.000 1.2495 0.14412 0.13741 -0.0468 0.0031 1.0000 19.500 1.2457 0.15108 0.14457 -0.0489 0.0032 1.0000 20.000 1.2422 0.15803 0.15173 -0.0513 0.0032 1.0000 20.500 1.2452 0.16401 0.15786 -0.0536 0.0034 1.0000 21.000 1.2437 0.17073 0.16477 -0.0563 0.0036 1.0000 21.500 1.2385 0.17821 0.17245 -0.0597 0.0037 1.0000 22.000 1.2315 0.18612 0.18055 -0.0635 0.0039 1.0000 22.500 1.2225 0.19455 0.18915 -0.0678 0.0040 1.0000 23.000 1.2162 0.20251 0.19723 -0.0721 0.0042 1.0000 23.500 1.2167 0.20878 0.20350 -0.0758 0.0043 1.0000 24.000 1.2255 0.21385 0.20874 -0.0789 0.0047 1.0000 24.500 1.2375 0.21760 0.21252 -0.0813 0.0051 1.0000 25.000 1.2607 0.21833 0.21314 -0.0822 0.0056 1.0000 25.500 1.2727 0.22240 0.21741 -0.0850 0.0063 1.0000 26.000 1.3031 0.22152 0.21648 -0.0850 0.0073 1.0000 26.500 1.3430 0.21859 0.21354 -0.0836 0.0088 1.0000 27.000 1.3713 0.21912 0.21434 -0.0843 0.0113 1.0000 27.500 1.4267 0.21372 0.20922 -0.0808 0.0159 1.0000 28.000 1.4462 0.21589 0.21195 -0.0819 0.0202 1.0000 28.500 1.4368 0.22407 0.22065 -0.0871 0.0227 1.0000 29.000 1.4100 0.23535 0.23235 -0.0946 0.0247 1.0000 29.500 1.2168 0.30183 0.29930 -0.1312 0.0218 1.0000