XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: PT40 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 0.3546 0.01164 0.00466 -0.0766 0.7009 0.0741 0.500 0.4087 0.01108 0.00407 -0.0755 0.6716 0.0770 1.000 0.4625 0.01084 0.00377 -0.0744 0.6385 0.0804 1.500 0.5164 0.01067 0.00352 -0.0732 0.6025 0.0844 2.000 0.5691 0.01056 0.00335 -0.0719 0.5606 0.0899 2.500 0.6215 0.01060 0.00326 -0.0705 0.5130 0.0966 3.000 0.6723 0.01085 0.00331 -0.0689 0.4495 0.1082 3.500 0.7096 0.00963 0.00369 -0.0657 0.3539 0.8040 5.000 0.8668 0.01172 0.00504 -0.0624 0.2050 1.0000 5.500 0.9170 0.01229 0.00549 -0.0609 0.1871 1.0000 6.000 0.9672 0.01286 0.00596 -0.0594 0.1720 1.0000 6.500 1.0170 0.01345 0.00648 -0.0579 0.1592 1.0000 7.000 1.0662 0.01405 0.00701 -0.0564 0.1460 1.0000 7.500 1.1152 0.01465 0.00755 -0.0548 0.1307 1.0000 8.000 1.1617 0.01544 0.00817 -0.0530 0.1039 1.0000 8.500 1.1995 0.01691 0.00931 -0.0499 0.0659 1.0000 9.000 1.2381 0.01820 0.01054 -0.0469 0.0568 1.0000 10.000 1.3060 0.02083 0.01322 -0.0396 0.0502 1.0000 10.500 1.3339 0.02232 0.01477 -0.0353 0.0483 1.0000 11.000 1.3521 0.02450 0.01697 -0.0303 0.0467 1.0000 11.500 1.3785 0.02625 0.01885 -0.0267 0.0456 1.0000 12.000 1.4007 0.02842 0.02113 -0.0232 0.0444 1.0000 12.500 1.4194 0.03101 0.02383 -0.0200 0.0435 1.0000 13.000 1.4347 0.03407 0.02698 -0.0172 0.0426 1.0000 13.500 1.4456 0.03774 0.03073 -0.0145 0.0419 1.0000 14.000 1.4564 0.04162 0.03473 -0.0122 0.0413 1.0000 14.500 1.4690 0.04547 0.03875 -0.0107 0.0409 1.0000 15.000 1.4787 0.04974 0.04321 -0.0095 0.0404 1.0000 15.500 1.4856 0.05445 0.04810 -0.0087 0.0399 1.0000 16.000 1.4900 0.05961 0.05345 -0.0083 0.0395 1.0000 16.500 1.4913 0.06540 0.05943 -0.0086 0.0390 1.0000 17.000 1.4898 0.07176 0.06597 -0.0095 0.0385 1.0000 17.500 1.4869 0.07855 0.07294 -0.0109 0.0381 1.0000 18.000 1.4816 0.08586 0.08043 -0.0128 0.0378 1.0000 18.500 1.4740 0.09369 0.08846 -0.0153 0.0375 1.0000 19.000 1.4647 0.10198 0.09694 -0.0182 0.0372 1.0000 19.500 1.4507 0.11118 0.10635 -0.0220 0.0370 1.0000 20.000 1.4254 0.12286 0.11831 -0.0280 0.0368 1.0000 20.500 1.3854 0.13837 0.13419 -0.0379 0.0367 1.0000