XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 40 B 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 0.4741 0.01081 0.00397 -0.0905 0.4090 0.6434 0.500 0.5222 0.01120 0.00431 -0.0881 0.3813 0.7246 1.000 0.5712 0.01154 0.00458 -0.0860 0.3602 0.7747 1.500 0.6193 0.01181 0.00481 -0.0837 0.3428 0.8194 2.000 0.6667 0.01212 0.00503 -0.0814 0.3278 0.8578 2.500 0.7313 0.01218 0.00519 -0.0826 0.3147 0.9322 3.000 0.7908 0.01278 0.00560 -0.0834 0.3030 1.0000 3.500 0.8450 0.01321 0.00593 -0.0830 0.2931 1.0000 4.000 0.8975 0.01399 0.00651 -0.0823 0.2837 1.0000 4.500 0.9506 0.01444 0.00695 -0.0815 0.2770 1.0000 5.000 1.0026 0.01500 0.00744 -0.0807 0.2703 1.0000 5.500 1.0547 0.01599 0.00827 -0.0800 0.2631 1.0000 6.000 1.1056 0.01648 0.00884 -0.0789 0.2583 1.0000 6.500 1.1562 0.01710 0.00947 -0.0778 0.2530 1.0000 7.000 1.2037 0.01782 0.01003 -0.0765 0.2431 1.0000 7.500 1.2487 0.01800 0.01031 -0.0744 0.2354 1.0000 8.000 1.2919 0.01854 0.01073 -0.0723 0.2259 1.0000 8.500 1.3347 0.01893 0.01124 -0.0700 0.2186 1.0000 9.000 1.3767 0.01952 0.01187 -0.0677 0.2130 1.0000 9.500 1.4138 0.02027 0.01260 -0.0647 0.2061 1.0000 10.000 1.4470 0.02073 0.01318 -0.0609 0.1984 1.0000 10.500 1.4779 0.02159 0.01404 -0.0571 0.1928 1.0000 11.000 1.5107 0.02239 0.01500 -0.0538 0.1865 1.0000 11.500 1.5349 0.02344 0.01604 -0.0497 0.1764 1.0000 12.000 1.5648 0.02451 0.01727 -0.0467 0.1672 1.0000 12.500 1.5885 0.02601 0.01886 -0.0433 0.1578 1.0000 13.000 1.6065 0.02798 0.02087 -0.0400 0.1425 1.0000 13.500 1.6123 0.03108 0.02394 -0.0366 0.1185 1.0000 14.500 1.5743 0.04343 0.03631 -0.0323 0.0785 1.0000 15.000 1.5573 0.05072 0.04380 -0.0326 0.0716 1.0000 15.500 1.5293 0.06028 0.05359 -0.0346 0.0638 1.0000 16.000 1.4971 0.07150 0.06509 -0.0383 0.0593 1.0000 17.000 1.4119 0.09961 0.09381 -0.0499 0.0523 1.0000 17.500 1.3667 0.11502 0.10945 -0.0571 0.0474 1.0000 18.000 1.3273 0.12996 0.12456 -0.0646 0.0412 1.0000 18.500 1.3008 0.14282 0.13751 -0.0713 0.0349 1.0000 19.000 1.2851 0.15374 0.14850 -0.0773 0.0298 1.0000 19.500 1.2785 0.16299 0.15783 -0.0825 0.0262 1.0000 20.000 1.2771 0.17119 0.16613 -0.0872 0.0226 1.0000 20.500 1.2722 0.18010 0.17508 -0.0926 0.0138 1.0000 21.000 1.2604 0.19053 0.18548 -0.0992 0.0059 1.0000 21.500 1.2594 0.19874 0.19380 -0.1045 0.0053 1.0000 22.000 1.2601 0.20660 0.20178 -0.1096 0.0049 1.0000 22.500 1.2616 0.21429 0.20960 -0.1148 0.0047 1.0000 23.000 1.2634 0.22187 0.21731 -0.1200 0.0047 1.0000 23.500 1.2648 0.22959 0.22516 -0.1253 0.0046 1.0000 24.000 1.2657 0.23738 0.23309 -0.1308 0.0045 1.0000 24.500 1.2666 0.24523 0.24106 -0.1364 0.0045 1.0000 25.000 1.2665 0.25333 0.24930 -0.1422 0.0044 1.0000 25.500 1.2676 0.26123 0.25731 -0.1479 0.0044 1.0000 26.000 1.2699 0.26875 0.26493 -0.1534 0.0044 1.0000 26.500 1.2742 0.27564 0.27192 -0.1586 0.0044 1.0000 27.000 1.2802 0.28187 0.27823 -0.1635 0.0044 1.0000 27.500 1.2882 0.28731 0.28372 -0.1680 0.0044 1.0000 28.000 1.2978 0.29203 0.28850 -0.1722 0.0044 1.0000 28.500 1.3090 0.29601 0.29251 -0.1761 0.0044 1.0000 29.000 1.3223 0.29893 0.29545 -0.1795 0.0044 1.0000 29.500 1.3325 0.30293 0.29952 -0.1836 0.0044 1.0000 30.000 1.3431 0.30660 0.30324 -0.1875 0.0044 1.0000 30.500 1.3531 0.31028 0.30698 -0.1915 0.0044 1.0000 31.000 1.3590 0.31545 0.31227 -0.1963 0.0045 1.0000 31.500 1.3619 0.32164 0.31860 -0.2016 0.0045 1.0000