XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 40 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 0.5419 0.00981 0.00385 -0.1137 0.5868 0.6941 0.500 0.5935 0.01010 0.00402 -0.1121 0.5511 0.7487 1.000 0.6446 0.01034 0.00416 -0.1105 0.5147 0.7923 1.500 0.6950 0.01063 0.00427 -0.1089 0.4812 0.8251 2.000 0.7445 0.01090 0.00441 -0.1072 0.4508 0.8594 2.500 0.7913 0.01100 0.00449 -0.1049 0.4238 0.9136 3.000 0.8511 0.01137 0.00471 -0.1058 0.4001 1.0000 4.000 0.9627 0.01230 0.00536 -0.1060 0.3597 1.0000 4.500 1.0170 0.01276 0.00574 -0.1058 0.3413 1.0000 5.000 1.0697 0.01327 0.00613 -0.1053 0.3198 1.0000 5.500 1.1216 0.01382 0.00658 -0.1047 0.3001 1.0000 6.000 1.1727 0.01440 0.00707 -0.1039 0.2809 1.0000 6.500 1.2209 0.01513 0.00763 -0.1028 0.2497 1.0000 7.000 1.2632 0.01630 0.00844 -0.1010 0.1968 1.0000 7.500 1.2912 0.01864 0.01012 -0.0974 0.1041 1.0000 8.000 1.3248 0.02031 0.01162 -0.0944 0.0804 1.0000 9.000 1.3731 0.02415 0.01534 -0.0859 0.0354 1.0000 9.500 1.3974 0.02605 0.01738 -0.0822 0.0337 1.0000 10.000 1.4158 0.02850 0.01999 -0.0785 0.0324 1.0000 10.500 1.4348 0.03109 0.02277 -0.0755 0.0315 1.0000 11.000 1.4478 0.03446 0.02632 -0.0729 0.0307 1.0000 11.500 1.4458 0.03964 0.03172 -0.0706 0.0294 1.0000 12.000 1.4503 0.04468 0.03697 -0.0695 0.0278 1.0000 12.500 1.4462 0.05115 0.04366 -0.0693 0.0271 1.0000 13.000 1.4327 0.05920 0.05193 -0.0699 0.0264 1.0000 13.500 1.4117 0.06874 0.06169 -0.0714 0.0260 1.0000 14.000 1.3970 0.07783 0.07099 -0.0732 0.0256 1.0000 14.500 1.3866 0.08653 0.07991 -0.0751 0.0251 1.0000 15.000 1.3754 0.09550 0.08908 -0.0773 0.0246 1.0000 15.500 1.3653 0.10437 0.09813 -0.0796 0.0241 1.0000 16.000 1.3577 0.11293 0.10684 -0.0821 0.0235 1.0000 16.500 1.3509 0.12127 0.11525 -0.0847 0.0226 1.0000 17.000 1.3499 0.12906 0.12323 -0.0874 0.0219 1.0000 17.500 1.3506 0.13660 0.13096 -0.0903 0.0211 1.0000 18.000 1.3529 0.14379 0.13830 -0.0933 0.0204 1.0000 18.500 1.3553 0.15105 0.14569 -0.0966 0.0197 1.0000 19.000 1.3587 0.15818 0.15291 -0.1001 0.0192 1.0000 19.500 1.3636 0.16532 0.16029 -0.1038 0.0180 1.0000 20.000 1.3679 0.17251 0.16766 -0.1079 0.0170 1.0000 20.500 1.3719 0.17980 0.17509 -0.1122 0.0163 1.0000 21.000 1.3809 0.18583 0.18130 -0.1158 0.0152 1.0000 21.500 1.3902 0.19185 0.18750 -0.1196 0.0130 1.0000 22.000 1.4006 0.19749 0.19328 -0.1233 0.0087 1.0000 22.500 1.3946 0.20784 0.20371 -0.1308 0.0063 1.0000 23.000 1.3960 0.21587 0.21174 -0.1367 0.0052 1.0000 23.500 1.4008 0.22296 0.21893 -0.1421 0.0049 1.0000 24.000 1.4055 0.23014 0.22622 -0.1477 0.0046 1.0000 24.500 1.4086 0.23776 0.23397 -0.1538 0.0045 1.0000 25.000 1.4112 0.24564 0.24201 -0.1602 0.0044 1.0000 25.500 1.4118 0.25430 0.25082 -0.1673 0.0044 1.0000 26.000 1.4094 0.26418 0.26088 -0.1754 0.0044 1.0000 26.500 1.4033 0.27570 0.27261 -0.1848 0.0044 1.0000 27.000 1.3927 0.28995 0.28708 -0.1960 0.0046 1.0000 27.500 1.3832 0.30535 0.30266 -0.2076 0.0047 1.0000 28.000 1.3834 0.31749 0.31491 -0.2169 0.0048 1.0000