XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-215 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 0.3511 0.01123 0.00504 -0.0714 0.5618 0.6220 0.500 0.4029 0.01122 0.00513 -0.0704 0.5567 0.6464 1.000 0.4562 0.01126 0.00517 -0.0698 0.5515 0.6652 1.500 0.5095 0.01121 0.00517 -0.0690 0.5453 0.6844 2.000 0.5631 0.01128 0.00524 -0.0685 0.5387 0.7027 2.500 0.6171 0.01159 0.00557 -0.0682 0.5314 0.7198 3.000 0.6677 0.01154 0.00566 -0.0670 0.5267 0.7378 3.500 0.7185 0.01151 0.00568 -0.0659 0.5193 0.7553 4.000 0.7696 0.01156 0.00577 -0.0649 0.5127 0.7751 4.500 0.8209 0.01170 0.00591 -0.0639 0.5041 0.7940 5.000 0.8688 0.01183 0.00614 -0.0624 0.4957 0.8124 5.500 0.9142 0.01182 0.00622 -0.0602 0.4865 0.8321 6.000 0.9615 0.01201 0.00647 -0.0586 0.4802 0.8513 6.500 1.0068 0.01226 0.00672 -0.0565 0.4706 0.8721 7.000 1.0459 0.01238 0.00700 -0.0533 0.4611 0.8939 7.500 1.0833 0.01246 0.00719 -0.0496 0.4523 0.9170 8.000 1.1240 0.01265 0.00738 -0.0470 0.4399 0.9442 8.500 1.1966 0.01307 0.00790 -0.0514 0.4275 0.9698 9.000 1.2522 0.01359 0.00840 -0.0527 0.4133 1.0000 9.500 1.2817 0.01424 0.00904 -0.0488 0.3996 1.0000 10.000 1.3110 0.01495 0.00978 -0.0451 0.3859 1.0000 10.500 1.3313 0.01613 0.01086 -0.0406 0.3701 1.0000 11.000 1.3563 0.01733 0.01215 -0.0373 0.3571 1.0000 11.500 1.3654 0.01955 0.01428 -0.0328 0.3390 1.0000 12.000 1.3819 0.02182 0.01664 -0.0301 0.3234 1.0000 12.500 1.3883 0.02494 0.01973 -0.0270 0.3084 1.0000 13.000 1.4034 0.02777 0.02268 -0.0252 0.2959 1.0000 13.500 1.3958 0.03222 0.02705 -0.0222 0.2762 1.0000 14.000 1.3772 0.03784 0.03257 -0.0193 0.2493 1.0000 14.500 1.3979 0.04052 0.03542 -0.0182 0.2473 1.0000 15.000 1.4074 0.04432 0.03928 -0.0169 0.2350 1.0000 15.500 1.3886 0.05080 0.04565 -0.0154 0.2103 1.0000 16.000 1.3909 0.05539 0.05030 -0.0144 0.2018 1.0000 16.500 1.3880 0.06073 0.05567 -0.0137 0.1853 1.0000 17.000 1.3801 0.06686 0.06180 -0.0133 0.1733 1.0000 17.500 1.3879 0.07137 0.06643 -0.0133 0.1638 1.0000 18.000 1.3761 0.07820 0.07323 -0.0136 0.1495 1.0000 18.500 1.3801 0.08326 0.07837 -0.0139 0.1405 1.0000 19.000 1.3541 0.09184 0.08688 -0.0149 0.1204 1.0000 19.500 1.3562 0.09721 0.09237 -0.0159 0.1139 1.0000 20.000 1.3473 0.10415 0.09934 -0.0173 0.1068 1.0000 20.500 1.3252 0.11302 0.10819 -0.0198 0.0912 1.0000 21.000 1.3209 0.11953 0.11474 -0.0218 0.0834 1.0000 21.500 1.3137 0.12666 0.12200 -0.0244 0.0762 1.0000 22.000 1.3060 0.13371 0.12906 -0.0273 0.0689 1.0000 22.500 1.3002 0.14062 0.13608 -0.0305 0.0629 1.0000 23.000 1.2976 0.14704 0.14254 -0.0336 0.0580 1.0000 23.500 1.2870 0.15435 0.14987 -0.0378 0.0530 1.0000 24.000 1.2919 0.15923 0.15487 -0.0409 0.0495 1.0000 24.500 1.2897 0.16551 0.16131 -0.0449 0.0463 1.0000 25.000 1.2823 0.17290 0.16872 -0.0495 0.0415 1.0000 25.500 1.2704 0.18145 0.17735 -0.0549 0.0360 1.0000 26.000 1.2806 0.18608 0.18209 -0.0581 0.0369 1.0000 26.500 1.2743 0.19423 0.19037 -0.0631 0.0327 1.0000 27.000 1.2541 0.20550 0.20159 -0.0699 0.0259 1.0000 27.500 1.2477 0.21451 0.21079 -0.0754 0.0249 1.0000 28.000 1.2552 0.22010 0.21650 -0.0791 0.0256 1.0000 28.500 1.2343 0.23323 0.22965 -0.0866 0.0203 1.0000 29.000 1.2275 0.24307 0.23958 -0.0920 0.0186 1.0000 29.500 1.2285 0.25109 0.24782 -0.0968 0.0200 1.0000 30.000 1.2161 0.26312 0.25994 -0.1030 0.0183 1.0000 30.500 1.1355 0.29882 0.29613 -0.1168 0.0163 1.0000