XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USA 98 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.8423 0.01357 0.00585 -0.1918 0.6692 0.1029 1.000 0.9009 0.01333 0.00566 -0.1922 0.6569 0.1296 1.500 0.9583 0.01288 0.00588 -0.1926 0.6443 0.3763 2.000 1.0143 0.01311 0.00613 -0.1923 0.6319 0.4248 2.500 1.0691 0.01322 0.00628 -0.1917 0.6185 0.4616 3.000 1.1223 0.01332 0.00645 -0.1909 0.6022 0.5039 3.500 1.1686 0.01319 0.00627 -0.1883 0.5696 0.5520 4.000 1.2165 0.01322 0.00644 -0.1864 0.5441 0.6278 5.000 1.2972 0.01350 0.00683 -0.1793 0.4749 1.0000 5.500 1.3404 0.01411 0.00728 -0.1766 0.4437 1.0000 6.000 1.3723 0.01508 0.00793 -0.1719 0.3917 1.0000 6.500 1.3904 0.01653 0.00897 -0.1647 0.3272 1.0000 7.000 1.4013 0.01859 0.01057 -0.1568 0.2554 1.0000 7.500 1.4174 0.02062 0.01231 -0.1503 0.2070 1.0000 8.000 1.4158 0.02387 0.01506 -0.1419 0.1299 1.0000 8.500 1.4043 0.02821 0.01898 -0.1333 0.0594 1.0000 9.000 1.4248 0.03070 0.02147 -0.1294 0.0495 1.0000 9.500 1.4465 0.03331 0.02412 -0.1261 0.0425 1.0000 10.000 1.4450 0.03815 0.02882 -0.1215 0.0071 1.0000 10.500 1.4618 0.04157 0.03235 -0.1187 0.0060 1.0000 11.000 1.4777 0.04522 0.03613 -0.1161 0.0057 1.0000 11.500 1.4910 0.04922 0.04028 -0.1137 0.0055 1.0000 12.000 1.5019 0.05362 0.04484 -0.1115 0.0054 1.0000 12.500 1.5107 0.05839 0.04977 -0.1095 0.0053 1.0000 13.000 1.5171 0.06357 0.05513 -0.1077 0.0053 1.0000 13.500 1.5217 0.06916 0.06090 -0.1063 0.0053 1.0000 14.000 1.5248 0.07510 0.06703 -0.1051 0.0052 1.0000 14.500 1.5259 0.08141 0.07354 -0.1043 0.0052 1.0000 15.000 1.5262 0.08799 0.08033 -0.1038 0.0052 1.0000 15.500 1.5253 0.09484 0.08738 -0.1036 0.0052 1.0000 16.000 1.5233 0.10193 0.09468 -0.1038 0.0053 1.0000 16.500 1.5208 0.10921 0.10218 -0.1044 0.0053 1.0000 17.000 1.5173 0.11679 0.10997 -0.1055 0.0053 1.0000 17.500 1.5128 0.12461 0.11801 -0.1070 0.0053 1.0000 18.000 1.5076 0.13275 0.12636 -0.1092 0.0054 1.0000 18.500 1.5013 0.14127 0.13511 -0.1121 0.0054 1.0000 19.000 1.4944 0.15010 0.14416 -0.1156 0.0054 1.0000 19.500 1.4867 0.15923 0.15351 -0.1197 0.0055 1.0000 20.000 1.4785 0.16874 0.16322 -0.1246 0.0055 1.0000 20.500 1.4716 0.17822 0.17289 -0.1299 0.0056 1.0000 21.000 1.4660 0.18758 0.18243 -0.1356 0.0056 1.0000 21.500 1.4628 0.19655 0.19154 -0.1413 0.0057 1.0000 22.000 1.4626 0.20484 0.19994 -0.1468 0.0058 1.0000 22.500 1.4658 0.21221 0.20741 -0.1519 0.0058 1.0000 23.000 1.4730 0.21848 0.21374 -0.1563 0.0059 1.0000 23.500 1.4827 0.22397 0.21928 -0.1603 0.0060 1.0000 24.000 1.4942 0.22886 0.22421 -0.1640 0.0060 1.0000 24.500 1.5080 0.23286 0.22823 -0.1671 0.0061 1.0000 25.000 1.5256 0.23544 0.23081 -0.1691 0.0062 1.0000 25.500 1.5386 0.23963 0.23508 -0.1726 0.0063 1.0000 26.000 1.5438 0.24662 0.24222 -0.1786 0.0063 1.0000 26.500 1.5470 0.25438 0.25018 -0.1853 0.0064 1.0000 27.000 1.5483 0.26277 0.25879 -0.1926 0.0066 1.0000 27.500 1.5481 0.27171 0.26800 -0.2005 0.0068 1.0000 28.000 1.5415 0.28319 0.27978 -0.2105 0.0071 1.0000 28.500 1.5270 0.29854 0.29549 -0.2236 0.0075 1.0000