XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Fage & Collins 4 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 0.4438 0.01328 0.00547 -0.0584 0.5372 0.0468 0.500 0.4842 0.01264 0.00471 -0.0546 0.5089 0.0445 1.000 0.5201 0.01241 0.00432 -0.0499 0.4759 0.0436 1.500 0.5527 0.01234 0.00413 -0.0447 0.4364 0.0448 2.000 0.5794 0.01268 0.00414 -0.0386 0.3698 0.0467 2.500 0.6101 0.01304 0.00423 -0.0334 0.3149 0.0490 3.000 0.6442 0.01350 0.00445 -0.0292 0.2680 0.0526 3.500 0.6738 0.01427 0.00485 -0.0242 0.1999 0.0629 4.000 0.9503 0.01601 0.00779 -0.0766 0.0614 1.0000 4.500 0.9837 0.01665 0.00843 -0.0723 0.0604 1.0000 5.000 1.0153 0.01741 0.00920 -0.0679 0.0595 1.0000 5.500 1.0425 0.01841 0.01021 -0.0628 0.0584 1.0000 6.000 1.0683 0.01948 0.01130 -0.0578 0.0577 1.0000 6.500 1.0945 0.02056 0.01242 -0.0530 0.0576 1.0000 7.000 1.1186 0.02179 0.01370 -0.0481 0.0571 1.0000 7.500 1.1410 0.02319 0.01515 -0.0434 0.0569 1.0000 8.000 1.1613 0.02481 0.01683 -0.0388 0.0569 1.0000 8.500 1.1795 0.02669 0.01878 -0.0343 0.0568 1.0000 9.000 1.1968 0.02877 0.02093 -0.0302 0.0564 1.0000 9.500 1.2129 0.03110 0.02334 -0.0264 0.0557 1.0000 10.000 1.2284 0.03362 0.02593 -0.0231 0.0550 1.0000 10.500 1.2398 0.03668 0.02901 -0.0199 0.0540 1.0000 11.000 1.2572 0.03947 0.03178 -0.0172 0.0535 1.0000 11.500 1.2726 0.04243 0.03490 -0.0153 0.0525 1.0000 12.000 1.2906 0.04534 0.03791 -0.0135 0.0520 1.0000 12.500 1.3062 0.04854 0.04123 -0.0121 0.0511 1.0000 13.000 1.3235 0.05163 0.04439 -0.0109 0.0504 1.0000 13.500 1.3471 0.05408 0.04679 -0.0093 0.0492 1.0000 14.000 1.3611 0.05758 0.05042 -0.0084 0.0484 1.0000 14.500 1.3619 0.06278 0.05587 -0.0084 0.0474 1.0000 15.000 1.3631 0.06818 0.06143 -0.0090 0.0457 1.0000 15.500 1.3825 0.07104 0.06425 -0.0081 0.0445 1.0000 16.000 1.3671 0.07925 0.07283 -0.0105 0.0437 1.0000 16.500 1.3615 0.08638 0.08021 -0.0125 0.0425 1.0000 17.000 1.3545 0.09401 0.08801 -0.0152 0.0413 1.0000 17.500 1.3454 0.10224 0.09647 -0.0183 0.0400 1.0000 18.000 1.3366 0.11077 0.10527 -0.0218 0.0388 1.0000 18.500 1.3299 0.11908 0.11377 -0.0255 0.0378 1.0000 19.000 1.3241 0.12723 0.12212 -0.0292 0.0367 1.0000 19.500 1.3206 0.13506 0.13018 -0.0329 0.0346 1.0000 20.000 1.3251 0.14101 0.13634 -0.0356 0.0320 1.0000 20.500 1.3202 0.14941 0.14475 -0.0403 0.0184 1.0000 21.000 1.3101 0.15780 0.15320 -0.0445 0.0167 1.0000 21.500 1.2981 0.16658 0.16217 -0.0492 0.0156 1.0000 22.000 1.2870 0.17552 0.17131 -0.0543 0.0151 1.0000 22.500 1.2778 0.18430 0.18029 -0.0597 0.0150 1.0000 23.000 1.2617 0.19482 0.19102 -0.0663 0.0148 1.0000 23.500 1.2384 0.20731 0.20376 -0.0742 0.0147 1.0000 24.000 1.1631 0.23476 0.23165 -0.0902 0.0155 1.0000 24.500 1.1586 0.24418 0.24110 -0.0965 0.0149 1.0000 25.000 1.1703 0.24837 0.24528 -0.1002 0.0144 1.0000 25.500 1.1951 0.24814 0.24493 -0.1018 0.0136 1.0000 26.000 1.2148 0.24953 0.24628 -0.1041 0.0132 1.0000 26.500 1.2350 0.25059 0.24731 -0.1062 0.0129 1.0000 27.000 1.2586 0.25031 0.24692 -0.1077 0.0124 1.0000 27.500 1.2751 0.25215 0.24875 -0.1103 0.0121 1.0000 28.000 1.2835 0.25641 0.25311 -0.1144 0.0119 1.0000 28.500 1.2924 0.26037 0.25714 -0.1184 0.0116 1.0000 29.000 1.3021 0.26383 0.26067 -0.1222 0.0113 1.0000 29.500 1.3149 0.26618 0.26305 -0.1254 0.0111 1.0000 30.000 1.3342 0.26599 0.26281 -0.1272 0.0106 1.0000 30.500 1.3257 0.27483 0.27187 -0.1345 0.0105 1.0000 31.000 1.3263 0.28066 0.27785 -0.1400 0.0105 1.0000 31.500 1.3184 0.28932 0.28670 -0.1471 0.0105 1.0000 32.000 1.2902 0.30582 0.30349 -0.1580 0.0107 1.0000