XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 34 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 0.6032 0.01381 0.00560 -0.1079 0.6027 0.1569 0.500 0.6338 0.01392 0.00586 -0.1029 0.5883 0.1907 1.000 0.6769 0.01401 0.00593 -0.1003 0.5759 0.2173 1.500 0.7118 0.01419 0.00620 -0.0962 0.5634 0.2517 2.000 0.7608 0.01442 0.00646 -0.0949 0.5531 0.3031 2.500 0.7956 0.01470 0.00688 -0.0910 0.5435 0.3485 3.000 0.8522 0.01488 0.00712 -0.0915 0.5333 0.4124 4.500 1.1936 0.01615 0.00945 -0.1312 0.5021 1.0000 5.000 1.2220 0.01668 0.00997 -0.1263 0.4935 1.0000 5.500 1.2673 0.01727 0.01043 -0.1247 0.4849 1.0000 6.000 1.2958 0.01795 0.01115 -0.1201 0.4769 1.0000 6.500 1.3215 0.01861 0.01185 -0.1152 0.4688 1.0000 7.000 1.3604 0.01923 0.01240 -0.1127 0.4609 1.0000 7.500 1.3810 0.02012 0.01334 -0.1073 0.4512 1.0000 8.000 1.3946 0.02106 0.01427 -0.1009 0.4389 1.0000 9.500 1.4101 0.02657 0.01972 -0.0820 0.3839 1.0000 10.000 1.4216 0.02887 0.02197 -0.0776 0.3670 1.0000 10.500 1.4420 0.03090 0.02410 -0.0746 0.3543 1.0000 11.000 1.4540 0.03354 0.02674 -0.0710 0.3370 1.0000 11.500 1.4402 0.03822 0.03125 -0.0657 0.2999 1.0000 12.000 1.4321 0.04289 0.03582 -0.0614 0.2688 1.0000 12.500 1.4224 0.04805 0.04089 -0.0577 0.2394 1.0000 13.000 1.3872 0.05596 0.04862 -0.0534 0.1983 1.0000 13.500 1.3839 0.06127 0.05396 -0.0513 0.1856 1.0000 14.000 1.3564 0.06939 0.06201 -0.0489 0.1624 1.0000 14.500 1.3569 0.07474 0.06743 -0.0478 0.1531 1.0000 15.000 1.3452 0.08158 0.07427 -0.0467 0.1354 1.0000 15.500 1.3438 0.08737 0.08012 -0.0461 0.1230 1.0000 16.000 1.3224 0.09569 0.08831 -0.0456 0.0924 1.0000 17.000 1.3070 0.10929 0.10192 -0.0458 0.0716 1.0000 17.500 1.3065 0.11527 0.10795 -0.0462 0.0636 1.0000 18.000 1.3101 0.12074 0.11354 -0.0468 0.0598 1.0000 19.000 1.2549 0.14085 0.13337 -0.0507 0.0024 1.0000 19.500 1.2579 0.14660 0.13925 -0.0523 0.0016 1.0000 20.000 1.2619 0.15227 0.14505 -0.0540 0.0015 1.0000 20.500 1.2649 0.15809 0.15102 -0.0560 0.0013 1.0000 21.000 1.2685 0.16380 0.15688 -0.0582 0.0012 1.0000 21.500 1.2711 0.16967 0.16291 -0.0607 0.0012 1.0000 22.000 1.2730 0.17566 0.16906 -0.0634 0.0012 1.0000 22.500 1.2736 0.18190 0.17548 -0.0664 0.0011 1.0000 23.000 1.2735 0.18832 0.18207 -0.0697 0.0011 1.0000 23.500 1.2718 0.19506 0.18900 -0.0734 0.0011 1.0000 24.000 1.2712 0.20161 0.19570 -0.0772 0.0011 1.0000 24.500 1.2675 0.20883 0.20311 -0.0815 0.0011 1.0000 25.000 1.2628 0.21630 0.21078 -0.0861 0.0011 1.0000 25.500 1.2583 0.22376 0.21842 -0.0909 0.0011 1.0000 26.000 1.2545 0.23111 0.22594 -0.0958 0.0011 1.0000 26.500 1.2473 0.23933 0.23435 -0.1012 0.0011 1.0000 27.000 1.2411 0.24745 0.24265 -0.1067 0.0012 1.0000 27.500 1.2356 0.25552 0.25088 -0.1123 0.0012 1.0000 28.000 1.2300 0.26376 0.25927 -0.1180 0.0012 1.0000 28.500 1.2281 0.27107 0.26671 -0.1232 0.0012 1.0000 29.000 1.2273 0.27813 0.27388 -0.1284 0.0012 1.0000 29.500 1.2282 0.28468 0.28053 -0.1334 0.0012 1.0000 30.000 1.2319 0.29027 0.28618 -0.1381 0.0012 1.0000 30.500 1.2385 0.29481 0.29078 -0.1422 0.0012 1.0000 31.000 1.2462 0.29881 0.29483 -0.1462 0.0013 1.0000 31.500 1.2564 0.30183 0.29786 -0.1499 0.0013 1.0000 32.000 1.2671 0.30448 0.30054 -0.1534 0.0013 1.0000 32.500 1.2776 0.30706 0.30314 -0.1569 0.0013 1.0000 33.000 1.2894 0.30900 0.30509 -0.1602 0.0013 1.0000 33.500 1.2990 0.31151 0.30764 -0.1639 0.0014 1.0000 34.000 1.3104 0.31329 0.30946 -0.1672 0.0014 1.0000 34.500 1.3194 0.31574 0.31197 -0.1710 0.0014 1.0000 35.000 1.3273 0.31840 0.31471 -0.1749 0.0015 1.0000 35.500 1.3343 0.32114 0.31753 -0.1789 0.0015 1.0000 36.000 1.3410 0.32389 0.32037 -0.1830 0.0016 1.0000 36.500 1.3443 0.32750 0.32409 -0.1876 0.0016 1.0000 37.000 1.3465 0.33139 0.32810 -0.1923 0.0017 1.0000 37.500 1.3471 0.33561 0.33245 -0.1973 0.0017 1.0000 38.000 1.3475 0.33958 0.33652 -0.2022 0.0018 1.0000