XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-174 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 0.4340 0.01045 0.00451 -0.0891 0.5385 0.7005 0.500 0.4906 0.01089 0.00497 -0.0892 0.5320 0.7284 1.000 0.5475 0.01098 0.00512 -0.0892 0.5295 0.7534 1.500 0.6040 0.01113 0.00533 -0.0893 0.5261 0.7738 2.000 0.6595 0.01130 0.00557 -0.0890 0.5221 0.7948 2.500 0.7149 0.01146 0.00580 -0.0888 0.5177 0.8143 3.000 0.7713 0.01164 0.00597 -0.0889 0.5135 0.8312 3.500 0.8259 0.01174 0.00609 -0.0885 0.5081 0.8463 4.000 0.8799 0.01229 0.00665 -0.0883 0.5018 0.8611 5.000 0.9861 0.01274 0.00735 -0.0875 0.4952 0.8912 5.500 1.0376 0.01281 0.00753 -0.0867 0.4905 0.9073 6.000 1.0883 0.01289 0.00770 -0.0857 0.4854 0.9246 6.500 1.1372 0.01286 0.00774 -0.0843 0.4800 0.9473 7.000 1.1947 0.01294 0.00791 -0.0849 0.4741 0.9788 7.500 1.2572 0.01333 0.00833 -0.0870 0.4651 1.0000 8.000 1.3155 0.01342 0.00854 -0.0881 0.4588 1.0000 8.500 1.3727 0.01337 0.00853 -0.0888 0.4491 1.0000 9.000 1.4265 0.01352 0.00864 -0.0889 0.4338 1.0000 9.500 1.4780 0.01367 0.00896 -0.0886 0.4234 1.0000 10.000 1.5234 0.01404 0.00924 -0.0873 0.4022 1.0000 10.500 1.5619 0.01466 0.00985 -0.0851 0.3732 1.0000 11.000 1.5873 0.01582 0.01098 -0.0811 0.3412 1.0000 11.500 1.5969 0.01782 0.01291 -0.0757 0.3070 1.0000 12.000 1.5675 0.02321 0.01808 -0.0696 0.2541 1.0000 12.500 1.5291 0.03109 0.02581 -0.0663 0.2102 1.0000 13.000 1.5047 0.03814 0.03285 -0.0639 0.1851 1.0000 13.500 1.4715 0.04619 0.04085 -0.0617 0.1577 1.0000 14.000 1.4492 0.05384 0.04845 -0.0606 0.1342 1.0000 14.500 1.4286 0.06154 0.05608 -0.0599 0.1103 1.0000 15.000 1.4178 0.06854 0.06305 -0.0596 0.0915 1.0000 15.500 1.4042 0.07626 0.07074 -0.0599 0.0737 1.0000 16.000 1.4009 0.08276 0.07724 -0.0602 0.0607 1.0000 16.500 1.3907 0.09041 0.08488 -0.0611 0.0473 1.0000 17.000 1.3841 0.09739 0.09190 -0.0619 0.0371 1.0000 17.500 1.3730 0.10543 0.09999 -0.0634 0.0296 1.0000 18.000 1.3692 0.11257 0.10724 -0.0650 0.0259 1.0000 18.500 1.3678 0.11958 0.11442 -0.0669 0.0243 1.0000 19.000 1.3678 0.12636 0.12130 -0.0690 0.0214 1.0000 19.500 1.3546 0.13525 0.13030 -0.0722 0.0182 1.0000 20.000 1.3510 0.14244 0.13766 -0.0749 0.0168 1.0000 20.500 1.3574 0.14828 0.14365 -0.0775 0.0161 1.0000 21.000 1.3584 0.15502 0.15054 -0.0808 0.0153 1.0000 21.500 1.3628 0.16068 0.15636 -0.0841 0.0144 1.0000 22.000 1.3627 0.16730 0.16314 -0.0880 0.0136 1.0000 22.500 1.3638 0.17399 0.16999 -0.0919 0.0131 1.0000 23.000 1.3640 0.18112 0.17730 -0.0961 0.0127 1.0000 23.500 1.3606 0.18945 0.18582 -0.1011 0.0124 1.0000 24.000 1.3565 0.19826 0.19481 -0.1063 0.0122 1.0000 24.500 1.3469 0.20888 0.20565 -0.1124 0.0120 1.0000 25.000 1.3318 0.22163 0.21865 -0.1196 0.0118 1.0000 25.500 1.3058 0.23851 0.23583 -0.1286 0.0118 1.0000