XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 83-150 Q 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 0.3728 0.01172 0.00692 -0.0584 0.6428 0.8571 0.500 0.4041 0.01205 0.00726 -0.0510 0.6383 0.8890 1.000 0.4623 0.01215 0.00721 -0.0520 0.6320 0.8944 1.500 0.5223 0.01231 0.00733 -0.0537 0.6271 0.8966 2.000 0.5789 0.01208 0.00710 -0.0544 0.6225 0.8987 2.500 0.6352 0.01181 0.00681 -0.0548 0.6155 0.9014 3.000 0.6939 0.01165 0.00661 -0.0558 0.6093 0.9034 3.500 0.7532 0.01154 0.00643 -0.0571 0.6027 0.9050 4.000 0.8113 0.01168 0.00661 -0.0582 0.5954 0.9068 4.500 0.8697 0.01155 0.00656 -0.0594 0.5883 0.9086 5.000 0.9285 0.01137 0.00639 -0.0606 0.5789 0.9108 5.500 0.9876 0.01127 0.00621 -0.0617 0.5655 0.9128 6.000 1.0449 0.01110 0.00624 -0.0627 0.5514 0.9142 6.500 1.1024 0.01113 0.00624 -0.0638 0.5360 0.9153 7.000 1.1575 0.01121 0.00643 -0.0645 0.5170 0.9167 7.500 1.2093 0.01142 0.00667 -0.0646 0.4933 0.9185 8.000 1.2571 0.01186 0.00707 -0.0642 0.4598 0.9205 8.500 1.2955 0.01274 0.00780 -0.0625 0.4117 0.9239 9.000 1.3243 0.01409 0.00898 -0.0598 0.3610 0.9271 9.500 1.3396 0.01601 0.01078 -0.0558 0.3157 0.9310 10.000 1.3500 0.01882 0.01349 -0.0528 0.2739 0.9354 10.500 1.3585 0.02204 0.01663 -0.0502 0.2349 0.9404 11.000 1.3604 0.02597 0.02042 -0.0474 0.1968 0.9464 11.500 1.3669 0.02965 0.02406 -0.0452 0.1668 0.9540 12.000 1.3737 0.03349 0.02790 -0.0436 0.1416 0.9818 12.500 1.3822 0.03743 0.03181 -0.0421 0.1236 1.0000 13.000 1.3900 0.04179 0.03619 -0.0412 0.1032 1.0000 13.500 1.3963 0.04648 0.04081 -0.0405 0.0787 1.0000 14.000 1.3997 0.05161 0.04589 -0.0398 0.0604 1.0000 14.500 1.4027 0.05692 0.05123 -0.0394 0.0490 1.0000 15.000 1.4043 0.06255 0.05687 -0.0393 0.0404 1.0000 15.500 1.4139 0.06763 0.06210 -0.0398 0.0359 1.0000 16.000 1.4139 0.07383 0.06828 -0.0404 0.0265 1.0000 16.500 1.4237 0.07907 0.07373 -0.0413 0.0231 1.0000 17.000 1.3979 0.08897 0.08346 -0.0429 0.0058 1.0000 17.500 1.3927 0.09632 0.09101 -0.0445 0.0043 1.0000 18.000 1.3828 0.10480 0.09977 -0.0468 0.0038 1.0000 18.500 1.3741 0.11339 0.10861 -0.0498 0.0037 1.0000 19.000 1.3612 0.12286 0.11836 -0.0536 0.0034 1.0000 19.500 1.3452 0.13308 0.12885 -0.0581 0.0033 1.0000 20.000 1.3312 0.14312 0.13914 -0.0631 0.0031 1.0000 20.500 1.3156 0.15366 0.14993 -0.0688 0.0030 1.0000 21.000 1.3015 0.16370 0.16020 -0.0750 0.0029 1.0000 21.500 1.2868 0.17423 0.17095 -0.0817 0.0027 1.0000 22.000 1.2717 0.18579 0.18276 -0.0889 0.0027 1.0000 22.500 1.2585 0.19774 0.19491 -0.0962 0.0025 1.0000 23.000 1.2435 0.21103 0.20840 -0.1040 0.0024 1.0000 23.500 1.2306 0.22459 0.22215 -0.1115 0.0024 1.0000 24.000 1.2173 0.23915 0.23690 -0.1192 0.0023 1.0000 24.500 1.1940 0.25854 0.25641 -0.1285 0.0017 1.0000 25.000 1.1833 0.27452 0.27260 -0.1356 0.0020 1.0000 25.500 1.1565 0.29923 0.29750 -0.1446 0.0020 1.0000 26.000 1.1102 0.33921 0.33752 -0.1543 0.0015 1.0000 26.500 1.0707 0.38055 0.37877 -0.1577 0.0019 1.0000 27.000 1.0427 0.39832 0.39655 -0.1571 0.0029 1.0000