XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-300 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 0.3508 0.01426 0.00716 -0.0755 0.4648 0.4660 0.500 0.4126 0.01418 0.00711 -0.0766 0.4560 0.4725 1.000 0.4720 0.01426 0.00719 -0.0772 0.4441 0.4804 1.500 0.5313 0.01457 0.00747 -0.0777 0.4320 0.4869 2.000 0.5914 0.01471 0.00766 -0.0783 0.4234 0.4937 2.500 0.6490 0.01499 0.00785 -0.0785 0.4116 0.4991 3.000 0.7058 0.01522 0.00804 -0.0787 0.3999 0.5062 3.500 0.7626 0.01530 0.00823 -0.0788 0.3911 0.5138 4.000 0.8160 0.01562 0.00853 -0.0783 0.3803 0.5206 4.500 0.8670 0.01613 0.00899 -0.0774 0.3683 0.5277 5.000 0.9192 0.01639 0.00929 -0.0766 0.3599 0.5325 5.500 0.9637 0.01665 0.00955 -0.0747 0.3493 0.5406 6.000 0.9980 0.01726 0.01015 -0.0710 0.3375 0.5477 6.500 1.0430 0.01772 0.01073 -0.0693 0.3306 0.5547 7.000 1.0839 0.01849 0.01149 -0.0671 0.3198 0.5616 7.500 1.1182 0.01964 0.01255 -0.0644 0.3070 0.5666 8.000 1.1618 0.02032 0.01340 -0.0632 0.3000 0.5763 8.500 1.1970 0.02153 0.01463 -0.0611 0.2897 0.5836 9.000 1.2240 0.02330 0.01636 -0.0584 0.2771 0.5907 9.500 1.2608 0.02467 0.01785 -0.0571 0.2693 0.5969 10.000 1.2866 0.02670 0.01990 -0.0551 0.2587 0.6066 10.500 1.3071 0.02928 0.02253 -0.0530 0.2473 0.6150 11.000 1.3363 0.03150 0.02486 -0.0519 0.2397 0.6232 11.500 1.3521 0.03477 0.02810 -0.0503 0.2297 0.6295 12.000 1.3649 0.03836 0.03179 -0.0489 0.2199 0.6398 12.500 1.3866 0.04148 0.03507 -0.0482 0.2136 0.6498 13.000 1.3928 0.04599 0.03960 -0.0472 0.2041 0.6588 13.500 1.3950 0.05101 0.04467 -0.0463 0.1942 0.6698 14.000 1.4114 0.05509 0.04895 -0.0462 0.1894 0.6820 15.000 1.4110 0.06676 0.06077 -0.0463 0.1745 0.7046 15.500 1.4184 0.07178 0.06589 -0.0465 0.1678 0.7180 16.000 1.4222 0.07749 0.07182 -0.0473 0.1627 0.7333 16.500 1.4186 0.08378 0.07823 -0.0481 0.1569 0.7490 17.000 1.4104 0.09064 0.08516 -0.0491 0.1491 0.7662 17.500 1.4124 0.09648 0.09118 -0.0502 0.1442 0.7857 18.000 1.4161 0.10234 0.09726 -0.0516 0.1405 0.8092 18.500 1.4093 0.10941 0.10452 -0.0535 0.1350 0.8361 19.000 1.4005 0.11642 0.11164 -0.0552 0.1292 0.8702 20.000 1.3938 0.12741 0.12293 -0.0572 0.1198 1.0000 20.500 1.3870 0.13498 0.13060 -0.0610 0.1151 1.0000 21.000 1.3897 0.14107 0.13671 -0.0643 0.1108 1.0000 21.500 1.3890 0.14698 0.14255 -0.0678 0.1038 1.0000 22.000 1.3897 0.15296 0.14865 -0.0717 0.1008 1.0000 22.500 1.3783 0.16106 0.15693 -0.0768 0.0979 1.0000 23.000 1.3777 0.16784 0.16377 -0.0811 0.0943 1.0000 23.500 1.3727 0.17555 0.17150 -0.0860 0.0903 1.0000 24.000 1.3786 0.18136 0.17727 -0.0898 0.0853 1.0000 24.500 1.3680 0.19038 0.18646 -0.0953 0.0826 1.0000 25.000 1.2745 0.21676 0.21331 -0.1097 0.0779 1.0000 25.500 1.2247 0.23667 0.23340 -0.1199 0.0722 1.0000