XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 93-W-480B 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 0.5388 0.04795 0.03950 -0.1191 0.6295 0.6964 0.500 0.6071 0.04821 0.03990 -0.1253 0.6176 0.7394 1.000 0.6740 0.04859 0.04047 -0.1310 0.6048 0.8012 1.500 0.7729 0.05060 0.04283 -0.1459 0.5932 0.8738 2.000 0.9369 0.05544 0.04780 -0.1796 0.5807 0.9116 2.500 1.0673 0.05874 0.05107 -0.2033 0.5681 0.9318 3.000 1.1770 0.06080 0.05315 -0.2212 0.5582 0.9546 4.000 1.3095 0.06323 0.05531 -0.2333 0.5407 1.0010 5.500 1.4853 0.06372 0.05554 -0.2447 0.5145 1.0010 6.000 1.5411 0.06411 0.05590 -0.2478 0.5068 1.0010 6.500 1.5929 0.06474 0.05647 -0.2498 0.4984 1.0010 7.000 1.6384 0.06573 0.05743 -0.2501 0.4904 1.0010 7.500 1.6789 0.06705 0.05879 -0.2490 0.4840 1.0010 8.000 1.7162 0.06856 0.06021 -0.2473 0.4757 1.0010 8.500 1.7554 0.07009 0.06181 -0.2461 0.4691 1.0010 9.000 1.7930 0.07168 0.06336 -0.2446 0.4620 1.0010 9.500 1.8292 0.07342 0.06514 -0.2429 0.4545 1.0010 10.000 1.8633 0.07535 0.06708 -0.2408 0.4473 1.0010 10.500 1.8979 0.07722 0.06896 -0.2390 0.4402 1.0010 11.000 1.9299 0.07939 0.07120 -0.2367 0.4332 1.0010 11.500 1.9621 0.08145 0.07318 -0.2347 0.4261 1.0010 12.000 1.9846 0.08449 0.07636 -0.2307 0.4179 1.0010 13.000 2.0457 0.08925 0.08117 -0.2272 0.4067 1.0010 13.500 2.0640 0.09288 0.08486 -0.2233 0.3982 1.0010 14.000 2.0940 0.09533 0.08730 -0.2222 0.3927 1.0010 15.000 2.1347 0.10237 0.09444 -0.2169 0.3784 1.0010 15.500 2.1506 0.10648 0.09871 -0.2141 0.3711 1.0010 16.000 2.1518 0.11204 0.10429 -0.2092 0.3591 1.0010 16.500 2.1762 0.11522 0.10756 -0.2084 0.3545 1.0010 17.000 2.2070 0.11756 0.10995 -0.2087 0.3520 1.0010 17.500 2.2211 0.12168 0.11412 -0.2068 0.3447 1.0010 18.000 2.2299 0.12656 0.11906 -0.2046 0.3364 1.0010 18.500 2.2410 0.13107 0.12363 -0.2030 0.3288 1.0010 19.000 2.2526 0.13560 0.12822 -0.2018 0.3218 1.0010 19.500 2.2733 0.13882 0.13145 -0.2018 0.3166 1.0010 20.000 2.2776 0.14426 0.13701 -0.2005 0.3088 1.0010 21.000 2.2900 0.15430 0.14716 -0.1991 0.2933 1.0010 21.500 2.3126 0.15706 0.14993 -0.2001 0.2892 1.0010 22.000 2.3074 0.16348 0.15644 -0.1993 0.2799 1.0010 22.500 2.3151 0.16802 0.16103 -0.1996 0.2731 1.0010 23.000 2.3206 0.17288 0.16594 -0.2001 0.2662 1.0010 24.000 2.3302 0.18242 0.17556 -0.2016 0.2522 1.0010 24.500 2.3398 0.18647 0.17968 -0.2028 0.2466 1.0010 25.000 2.3470 0.19077 0.18410 -0.2042 0.2414 1.0010 25.500 2.3496 0.19549 0.18880 -0.2055 0.2343 1.0010 26.000 2.3543 0.19994 0.19333 -0.2071 0.2284 1.0010 26.500 2.3698 0.20277 0.19611 -0.2091 0.2232 1.0010 27.000 2.3619 0.20873 0.20222 -0.2108 0.2164 1.0010 27.500 2.3810 0.21094 0.20436 -0.2131 0.2120 1.0010 28.000 2.3698 0.21712 0.21071 -0.2151 0.2052 1.0010 28.500 2.3881 0.21917 0.21270 -0.2175 0.2011 1.0010 29.000 2.3827 0.22432 0.21802 -0.2199 0.1954 1.0010 29.500 2.3810 0.22884 0.22246 -0.2225 0.1877 1.0010 30.000 2.3935 0.23138 0.22513 -0.2251 0.1854 1.0010 30.500 2.3900 0.23591 0.22974 -0.2279 0.1797 1.0010 31.000 2.3886 0.24001 0.23386 -0.2308 0.1740 1.0010 31.500 2.3817 0.24476 0.23862 -0.2340 0.1672 1.0010 32.000 2.3879 0.24748 0.24143 -0.2369 0.1637 1.0010 32.500 2.3782 0.25225 0.24625 -0.2403 0.1574 1.0010 33.000 2.3742 0.25606 0.25012 -0.2436 0.1519 1.0010 33.500 2.3740 0.25923 0.25334 -0.2470 0.1478 1.0010 34.000 2.3464 0.26569 0.25979 -0.2513 0.1372 1.0010 34.500 2.3636 0.26621 0.26029 -0.2542 0.1353 1.0010