XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 79-100 B AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.9071 0.00850 0.00315 -0.2136 0.7346 0.6213 0.500 0.9616 0.00852 0.00328 -0.2132 0.7238 0.6897 1.000 1.0157 0.00857 0.00342 -0.2128 0.7128 0.7401 1.500 1.0680 0.00857 0.00354 -0.2119 0.7014 0.8070 2.000 1.1108 0.00837 0.00356 -0.2089 0.6884 1.0000 2.500 1.1663 0.00861 0.00367 -0.2089 0.6742 1.0000 3.000 1.2195 0.00879 0.00385 -0.2084 0.6585 1.0000 3.500 1.2721 0.00903 0.00407 -0.2078 0.6420 1.0000 4.000 1.3232 0.00930 0.00434 -0.2068 0.6219 1.0000 4.500 1.3719 0.00962 0.00461 -0.2054 0.5963 1.0000 5.000 1.4194 0.01005 0.00498 -0.2038 0.5704 1.0000 5.500 1.4654 0.01053 0.00544 -0.2019 0.5403 1.0000 6.000 1.5063 0.01122 0.00602 -0.1990 0.5016 1.0000 6.500 1.5406 0.01217 0.00676 -0.1950 0.4456 1.0000 7.000 1.5695 0.01337 0.00773 -0.1901 0.3860 1.0000 7.500 1.5890 0.01480 0.00888 -0.1834 0.3230 1.0000 8.000 1.5984 0.01687 0.01053 -0.1755 0.2433 1.0000 8.500 1.5989 0.01976 0.01292 -0.1669 0.1557 1.0000 9.000 1.5952 0.02326 0.01596 -0.1585 0.0796 1.0000 9.500 1.6011 0.02646 0.01903 -0.1523 0.0483 1.0000 10.000 1.6049 0.03020 0.02265 -0.1464 0.0238 1.0000 10.500 1.6131 0.03392 0.02650 -0.1417 0.0188 1.0000 11.000 1.6181 0.03825 0.03100 -0.1375 0.0169 1.0000 11.500 1.6253 0.04269 0.03566 -0.1340 0.0157 1.0000 12.000 1.6276 0.04800 0.04114 -0.1310 0.0147 1.0000 12.500 1.6259 0.05421 0.04756 -0.1285 0.0140 1.0000 13.000 1.6309 0.06000 0.05359 -0.1268 0.0131 1.0000 13.500 1.6328 0.06654 0.06032 -0.1257 0.0123 1.0000 14.000 1.6284 0.07439 0.06831 -0.1249 0.0117 1.0000 14.500 1.6349 0.08097 0.07519 -0.1248 0.0111 1.0000 15.000 1.6391 0.08807 0.08255 -0.1252 0.0103 1.0000 15.500 1.6419 0.09552 0.09017 -0.1261 0.0097 1.0000 16.000 1.6430 0.10339 0.09829 -0.1270 0.0092 1.0000 16.500 1.6421 0.11182 0.10708 -0.1290 0.0087 1.0000 17.000 1.6392 0.12064 0.11623 -0.1317 0.0082 1.0000 17.500 1.6349 0.12975 0.12560 -0.1353 0.0077 1.0000 18.000 1.6302 0.13862 0.13465 -0.1388 0.0073 1.0000 18.500 1.6120 0.15098 0.14748 -0.1455 0.0070 1.0000 19.000 1.5907 0.16455 0.16150 -0.1538 0.0067 1.0000 19.500 1.5682 0.17880 0.17615 -0.1633 0.0065 1.0000 20.000 1.5424 0.19473 0.19246 -0.1747 0.0064 1.0000 20.500 1.5123 0.21308 0.21117 -0.1883 0.0065 1.0000 21.000 1.4732 0.23668 0.23508 -0.2058 0.0068 1.0000