XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: USNPS4 (smoothed) 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 0.6439 0.01080 0.00379 -0.1303 0.7896 0.1165 0.500 0.7011 0.00874 0.00377 -0.1302 0.7487 1.0000 1.000 0.7502 0.00905 0.00367 -0.1284 0.7021 1.0000 1.500 0.7959 0.00947 0.00372 -0.1260 0.6524 1.0000 2.000 0.8399 0.00998 0.00387 -0.1234 0.6032 1.0000 2.500 0.8824 0.01057 0.00411 -0.1206 0.5546 1.0000 3.000 0.9253 0.01117 0.00442 -0.1180 0.5098 1.0000 3.500 0.9672 0.01182 0.00480 -0.1152 0.4685 1.0000 4.000 1.0099 0.01248 0.00523 -0.1127 0.4332 1.0000 4.500 1.0525 0.01314 0.00572 -0.1103 0.4020 1.0000 5.000 1.0938 0.01387 0.00626 -0.1077 0.3751 1.0000 5.500 1.1355 0.01452 0.00684 -0.1051 0.3522 1.0000 6.000 1.1759 0.01524 0.00747 -0.1024 0.3315 1.0000 6.500 1.2161 0.01600 0.00818 -0.0997 0.3131 1.0000 7.000 1.2565 0.01681 0.00895 -0.0972 0.2974 1.0000 7.500 1.2959 0.01770 0.00982 -0.0946 0.2833 1.0000 8.000 1.3342 0.01867 0.01073 -0.0919 0.2696 1.0000 8.500 1.3736 0.01949 0.01167 -0.0894 0.2580 1.0000 9.000 1.4115 0.02056 0.01278 -0.0869 0.2478 1.0000 9.500 1.4480 0.02162 0.01390 -0.0841 0.2381 1.0000 10.000 1.4842 0.02275 0.01516 -0.0815 0.2290 1.0000 10.500 1.5187 0.02399 0.01646 -0.0787 0.2209 1.0000 11.000 1.5539 0.02533 0.01796 -0.0761 0.2138 1.0000 11.500 1.5854 0.02666 0.01945 -0.0731 0.2066 1.0000 12.000 1.6115 0.02823 0.02116 -0.0696 0.1975 1.0000 12.500 1.6326 0.02989 0.02294 -0.0657 0.1880 1.0000 13.000 1.6548 0.03178 0.02507 -0.0622 0.1797 1.0000 13.500 1.6717 0.03404 0.02743 -0.0586 0.1707 1.0000 14.000 1.6889 0.03643 0.03013 -0.0556 0.1612 1.0000 14.500 1.7004 0.03952 0.03338 -0.0526 0.1513 1.0000 15.000 1.7083 0.04324 0.03727 -0.0501 0.1396 1.0000 15.500 1.7138 0.04765 0.04189 -0.0482 0.1239 1.0000 16.000 1.7006 0.05452 0.04881 -0.0467 0.0924 1.0000 16.500 1.6511 0.06642 0.06060 -0.0462 0.0576 1.0000 17.000 1.5990 0.07995 0.07425 -0.0479 0.0425 1.0000 17.500 1.5505 0.09401 0.08855 -0.0513 0.0363 1.0000 18.000 1.5055 0.10825 0.10307 -0.0557 0.0329 1.0000 18.500 1.4615 0.12286 0.11795 -0.0611 0.0308 1.0000 19.000 1.4199 0.13766 0.13297 -0.0675 0.0291 1.0000 19.500 1.3877 0.15114 0.14665 -0.0739 0.0272 1.0000 20.000 1.3685 0.16252 0.15820 -0.0798 0.0251 1.0000 20.500 1.3545 0.17299 0.16874 -0.0857 0.0230 1.0000 21.000 1.3525 0.18095 0.17678 -0.0903 0.0209 1.0000 21.500 1.3537 0.18838 0.18432 -0.0949 0.0191 1.0000 22.000 1.3622 0.19333 0.18922 -0.0980 0.0170 1.0000 22.500 1.3674 0.19999 0.19607 -0.1025 0.0160 1.0000 23.000 1.3729 0.20648 0.20270 -0.1070 0.0149 1.0000 23.500 1.3806 0.21222 0.20851 -0.1112 0.0140 1.0000 24.000 1.3890 0.21697 0.21336 -0.1146 0.0131 1.0000 24.500 1.3828 0.22733 0.22402 -0.1225 0.0128 1.0000 25.000 1.3721 0.23943 0.23642 -0.1316 0.0124 1.0000 25.500 1.3536 0.25478 0.25209 -0.1431 0.0123 1.0000