XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: AH 94-W-301 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 0.2350 0.01487 0.00766 -0.0851 0.4976 0.4435 0.500 0.2981 0.01489 0.00777 -0.0867 0.4934 0.4499 1.000 0.3613 0.01495 0.00787 -0.0882 0.4883 0.4556 1.500 0.4245 0.01503 0.00794 -0.0897 0.4828 0.4611 2.000 0.4874 0.01517 0.00803 -0.0912 0.4772 0.4655 2.500 0.5499 0.01545 0.00825 -0.0928 0.4688 0.4714 3.000 0.6114 0.01550 0.00844 -0.0940 0.4646 0.4796 3.500 0.6728 0.01563 0.00866 -0.0951 0.4609 0.4855 4.000 0.7340 0.01578 0.00887 -0.0961 0.4561 0.4914 4.500 0.7951 0.01596 0.00907 -0.0971 0.4511 0.4965 5.000 0.8554 0.01619 0.00928 -0.0980 0.4456 0.5002 5.500 0.9150 0.01639 0.00951 -0.0989 0.4383 0.5101 6.000 0.9739 0.01691 0.01014 -0.0996 0.4331 0.5166 6.500 1.0311 0.01713 0.01047 -0.0998 0.4300 0.5229 7.000 1.0876 0.01735 0.01077 -0.0999 0.4252 0.5286 7.500 1.1436 0.01763 0.01111 -0.0999 0.4200 0.5326 8.000 1.1986 0.01777 0.01134 -0.0998 0.4150 0.5422 8.500 1.2515 0.01817 0.01177 -0.0992 0.4081 0.5498 9.000 1.3032 0.01883 0.01248 -0.0986 0.4006 0.5567 9.500 1.3481 0.01910 0.01288 -0.0966 0.3962 0.5626 10.000 1.3877 0.01929 0.01317 -0.0937 0.3887 0.5684 10.500 1.4148 0.01960 0.01354 -0.0887 0.3804 0.5769 11.000 1.4539 0.02054 0.01447 -0.0862 0.3700 0.5850 11.500 1.4809 0.02146 0.01559 -0.0821 0.3650 0.5926 12.000 1.5085 0.02268 0.01692 -0.0788 0.3566 0.5977 12.500 1.5287 0.02444 0.01872 -0.0754 0.3449 0.6079 13.000 1.5490 0.02667 0.02110 -0.0727 0.3352 0.6160 13.500 1.5663 0.02947 0.02406 -0.0706 0.3246 0.6238 14.000 1.5644 0.03385 0.02840 -0.0678 0.3093 0.6295 14.500 1.5720 0.03795 0.03273 -0.0663 0.2977 0.6402 15.000 1.5454 0.04493 0.03972 -0.0638 0.2785 0.6480 15.500 1.5344 0.05115 0.04605 -0.0624 0.2631 0.6563 16.000 1.5023 0.05973 0.05465 -0.0613 0.2436 0.6620 16.500 1.4600 0.06977 0.06469 -0.0607 0.2217 0.6701 17.000 1.4322 0.07846 0.07341 -0.0606 0.2011 0.6780 17.500 1.4070 0.08688 0.08185 -0.0608 0.1825 0.6858 18.500 1.3554 0.10492 0.09988 -0.0630 0.1490 0.7024 19.000 1.3519 0.11156 0.10660 -0.0643 0.1362 0.7146 19.500 1.3328 0.12019 0.11524 -0.0665 0.1219 0.7254 20.000 1.3316 0.12658 0.12170 -0.0683 0.1112 0.7406 20.500 1.3292 0.13313 0.12828 -0.0705 0.1009 0.7555 21.000 1.3238 0.14016 0.13539 -0.0732 0.0921 0.7725 21.500 1.3242 0.14629 0.14157 -0.0757 0.0828 0.7931 22.000 1.3264 0.15188 0.14732 -0.0785 0.0772 0.8182 22.500 1.3230 0.15818 0.15366 -0.0817 0.0693 0.8493 23.500 1.3290 0.16845 0.16423 -0.0864 0.0600 1.0000 24.000 1.3286 0.17538 0.17110 -0.0905 0.0542 1.0000 24.500 1.3385 0.18078 0.17652 -0.0938 0.0504 1.0000 25.000 1.3399 0.18790 0.18375 -0.0980 0.0470 1.0000 25.500 1.3464 0.19417 0.19002 -0.1018 0.0444 1.0000 26.000 1.3437 0.20211 0.19786 -0.1064 0.0378 1.0000 26.500 1.3483 0.20906 0.20494 -0.1106 0.0372 1.0000 27.000 1.3533 0.21610 0.21208 -0.1147 0.0357 1.0000 27.500 1.3593 0.22296 0.21902 -0.1187 0.0341 1.0000 28.000 1.3539 0.23251 0.22865 -0.1242 0.0320 1.0000 28.500 1.3534 0.24107 0.23723 -0.1290 0.0299 1.0000 29.000 1.3560 0.24891 0.24510 -0.1334 0.0276 1.0000 29.500 1.3473 0.25971 0.25608 -0.1390 0.0262 1.0000 30.000 1.3406 0.27048 0.26701 -0.1446 0.0257 1.0000 30.500 1.3150 0.28693 0.28370 -0.1524 0.0249 1.0000