XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-257 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 0.3439 0.01424 0.00769 -0.0982 0.5300 0.5002 0.500 0.4067 0.01409 0.00765 -0.0997 0.5267 0.5091 1.000 0.4687 0.01427 0.00792 -0.1008 0.5227 0.5150 1.500 0.5309 0.01445 0.00815 -0.1020 0.5184 0.5209 2.000 0.5936 0.01463 0.00833 -0.1033 0.5140 0.5272 2.500 0.6565 0.01479 0.00845 -0.1047 0.5089 0.5318 3.000 0.7188 0.01498 0.00864 -0.1062 0.5026 0.5385 3.500 0.7786 0.01545 0.00924 -0.1070 0.4983 0.5439 4.000 0.8388 0.01561 0.00952 -0.1077 0.4951 0.5490 4.500 0.8992 0.01577 0.00977 -0.1085 0.4904 0.5545 5.000 0.9598 0.01600 0.01008 -0.1094 0.4857 0.5602 5.500 1.0211 0.01611 0.01020 -0.1103 0.4802 0.5641 6.000 1.0827 0.01606 0.01015 -0.1115 0.4744 0.5695 6.500 1.1405 0.01662 0.01077 -0.1120 0.4661 0.5746 7.000 1.1973 0.01661 0.01096 -0.1119 0.4610 0.5796 7.500 1.2547 0.01664 0.01109 -0.1120 0.4535 0.5848 8.000 1.3124 0.01652 0.01096 -0.1122 0.4434 0.5897 8.500 1.3681 0.01682 0.01125 -0.1122 0.4323 0.5940 9.000 1.4217 0.01680 0.01135 -0.1117 0.4197 0.5970 9.500 1.4722 0.01695 0.01149 -0.1109 0.4050 0.6035 10.000 1.5189 0.01733 0.01202 -0.1094 0.3883 0.6082 10.500 1.5536 0.01810 0.01276 -0.1062 0.3647 0.6125 11.000 1.5655 0.01934 0.01396 -0.0995 0.3398 0.6168 11.500 1.5727 0.02170 0.01628 -0.0942 0.3107 0.6212 12.000 1.5598 0.02650 0.02102 -0.0899 0.2782 0.6252 12.500 1.5350 0.03340 0.02788 -0.0872 0.2466 0.6281 13.000 1.4996 0.04146 0.03592 -0.0845 0.2188 0.6301 13.500 1.4637 0.04992 0.04436 -0.0827 0.1937 0.6346 14.000 1.4335 0.05819 0.05261 -0.0813 0.1709 0.6376 14.500 1.4149 0.06573 0.06013 -0.0804 0.1495 0.6405 15.000 1.4005 0.07317 0.06756 -0.0801 0.1305 0.6436 15.500 1.3858 0.08087 0.07524 -0.0801 0.1129 0.6467 16.000 1.3792 0.08760 0.08195 -0.0802 0.0977 0.6501 16.500 1.3637 0.09548 0.08981 -0.0809 0.0836 0.6533 17.000 1.3628 0.10177 0.09607 -0.0815 0.0719 0.6565 17.500 1.3564 0.10905 0.10340 -0.0828 0.0621 0.6591 18.000 1.3526 0.11602 0.11034 -0.0842 0.0533 0.6621 18.500 1.3542 0.12245 0.11688 -0.0860 0.0473 0.6676 19.000 1.3495 0.12964 0.12411 -0.0881 0.0413 0.6711 19.500 1.3497 0.13617 0.13074 -0.0902 0.0368 0.6747 20.000 1.3513 0.14261 0.13732 -0.0927 0.0343 0.6786 20.500 1.3538 0.14884 0.14359 -0.0953 0.0312 0.6825 21.000 1.3484 0.15594 0.15078 -0.0990 0.0286 0.6860 21.500 1.3493 0.16198 0.15691 -0.1023 0.0259 0.6892 22.000 1.3583 0.16731 0.16235 -0.1052 0.0251 0.6926 22.500 1.3624 0.17370 0.16890 -0.1089 0.0244 0.6982 23.000 1.3689 0.17963 0.17499 -0.1122 0.0236 0.7030 23.500 1.3741 0.18604 0.18154 -0.1158 0.0228 0.7077 24.000 1.3755 0.19339 0.18903 -0.1200 0.0221 0.7130 24.500 1.3792 0.20039 0.19616 -0.1240 0.0216 0.7180 25.000 1.3792 0.20848 0.20439 -0.1286 0.0212 0.7212 25.500 1.3771 0.21731 0.21338 -0.1337 0.0206 0.7275 26.000 1.3724 0.22700 0.22325 -0.1392 0.0200 0.7326 26.500 1.3654 0.23754 0.23398 -0.1450 0.0198 0.7375 27.000 1.3502 0.25073 0.24736 -0.1520 0.0193 0.7420 27.500 1.3237 0.26779 0.26465 -0.1605 0.0183 0.7454